RU2268498C2 - Recognition and guidance systems for parking aircrafts - Google Patents

Abstract

FIELD: engineering of recognition and guidance systems for parking aircrafts.

SUBSTANCE: for recognition of an aircraft laser distance meter is used, which is used to track aircraft and produce contour on basis of reflected signals, which is then compared to known contours. To differentiate from planes with alike contours laser distance meter is aligned to space, where sign presence is expected, for example, an engine, and to other space, where sign presence is not expected. Signals, reflected from both spaces, are used to determine, whether engine is at expected position. If so, than aircraft is recognized as an airplane of expected type, and it is allowed to park. In opposite case airplane is stopped until further notice. As an additional identification sign, height of airplane head can be used.

EFFECT: increased safety and efficiency of parking procedure.

6 cl, 24 dwg, 2 tbl

Description

Эта заявка является частичным продолжением в настоящее время рассматриваемой заявки на патент США № 09/429609, зарегистрированной 29 октября 1999 г., которая является частичным продолжением заявки на патент США № 08/817368, зарегистрированной 17 июля 1997 г., теперь - патента США № 6023665, который является национальным этапом США международной заявки РСТ № PCT/SE94/00968, зарегистрированной 14 октября 1994 г. и опубликованной 25 апреля 1996 г. под номером WO 96/12265 A1. Описания заявок на патенты, таким образом, включены в данное описание в качестве ссылочного материала во всей их полноте.This application is a partial continuation of the currently pending application for US patent No. 09/429609, registered October 29, 1999, which is a partial continuation of the application for US patent No. 08/817368, registered July 17, 1997, now - US patent No. 6023665, which is the US national stage of PCT International Application No. PCT / SE94 / 00968, registered October 14, 1994 and published April 25, 1996 under the number WO 96/12265 A1. Descriptions of patent applications are thus incorporated herein by reference in their entirety.

Это изобретение относится к системам для определения местонахождения, опознавания и сопровождения объектов. Более конкретно, оно относится к системам определения местоположения, опознавания и наведения при парковке воздушных судов и к способам управления наземным движением для определения местонахождения и опознавания объектов на аэродроме и для безопасной и эффективной парковки воздушного судна на таком аэродроме.This invention relates to systems for locating, identifying and tracking objects. More specifically, it relates to aircraft positioning, recognition and guidance systems for aircraft parking and ground control methods for locating and identifying objects at an aerodrome and for the safe and efficient parking of an aircraft at such an aerodrome.

В последние годы значительно увеличился объем пассажирских, грузовых и других воздушных перевозок, включающих взлеты, посадки и другие виды наземного движения воздушных судов. Кроме того, отмечено увеличение количества наземных транспортных средств обеспечения, которые требуются для разгрузки грузов, обслуживания кухни воздушного судна и текущего обслуживания и обеспечения всего самолета. При таком значительном увеличении наземного движения возникла необходимость в усилении мер контроля и безопасности при направлении воздушных судов на парковку и опознавания их на аэродроме.In recent years, the volume of passenger, cargo and other air traffic, including takeoffs, landings and other types of ground movement of aircraft, has increased significantly. In addition, there has been an increase in the number of ground support vehicles that are required for unloading goods, serving the kitchen of the aircraft and routine maintenance and providing the entire aircraft. With such a significant increase in ground traffic, there was a need to strengthen control and safety measures when sending aircraft to the parking lot and identifying them at the airport.

Типичными системами известного уровня техники, которые были предложены для обнаружения наличия воздушного судна и другого движения на аэродроме, являются системы, описанные в патенте США № 4995102, европейском патенте № 188757 и опубликованных заявках РСТ WO 93/13104 и WO 93/15416.Typical prior art systems that have been proposed to detect aircraft and other traffic at an aerodrome are those described in US Pat. No. 4,995,102, European Patent No. 188757 and published PCT applications WO 93/13104 and WO 93/15416.

Однако ни одна из этих систем не была признана удовлетворительной с точки зрения обнаружения наличия воздушного судна на аэродроме, особенно в неблагоприятных климатических условиях, вызывающих ухудшение видимости, которые возникают при тумане, выпадении снега или дождя со снегом. Кроме того, ни одна из систем, раскрытых в ссылках известного уровня техники, не способна опознавать и проверять конкретный тип приближающегося воздушного судна. Кроме того, ни одна из известных систем не обеспечивает получение адекватной техники сопровождения и парковки воздушного судна в назначенном пункте остановки, таком как погрузочный выход аэропорта. Также ни одна из известных систем не обеспечивает получение технического решения, которое позволяет выполнять адекватную калибровку входящей в них аппаратуры.However, none of these systems was found to be satisfactory in terms of detecting the presence of an aircraft at the aerodrome, especially in adverse climatic conditions, causing a deterioration in visibility caused by fog, snow or rain. In addition, none of the systems disclosed in the prior art references is capable of identifying and verifying a particular type of approaching aircraft. In addition, none of the known systems provides adequate support and parking techniques for aircraft at a designated stopping point, such as an airport loading gate. Also, none of the known systems provides a technical solution that allows adequate calibration of the equipment included in them.

Система, описанная в указанной выше первоначальной заявке, направлена на преодоление указанных выше проблем посредством сопоставления контуров. Световые импульсы от лазерного дальномера (LRF) проецируются в угловых координатах на самолет. Световые импульсы отражаются от самолета и по ним определяется конфигурация самолета или части самолета, например носовой части. Определенная конфигурация сравнивается с контуром, соответствующим конфигурации известной модели самолета, для определения, соответствует ли определенная конфигурация конфигурации известной модели.The system described in the above initial application is aimed at overcoming the above problems through circuit matching. Light pulses from a laser rangefinder (LRF) are projected in angular coordinates onto the plane. Light pulses are reflected from the aircraft and the configuration of the aircraft or part of the aircraft, such as the bow, is determined from them. The specific configuration is compared with the circuit corresponding to the configuration of the known model of the aircraft, to determine whether the specific configuration matches the configuration of the known model.

Однако эта система имеет недостаток. Часто две или более моделей самолетов имеют настолько похожие контуры носовой части, что одну модель часто ошибочно принимают за другую. В частности, при неблагоприятных погодных условиях многие отраженные импульсы теряются и, таким образом, распознавание контура становится менее надежным. Поскольку модели подобны, но не идентичны в конфигурации фюзеляжа, правильное положение при парковке одной модели может привести к столкновению двигателя другой с физическим препятствием.However, this system has a drawback. Often two or more aircraft models have such similar nose contours that one model is often mistaken for another. In particular, under adverse weather conditions, many reflected pulses are lost and, thus, the recognition of the circuit becomes less reliable. Since the models are similar, but not identical in the fuselage configuration, the correct position when parking one model can lead to a collision of the engine of another with a physical obstacle.

Таким образом, сохранялась проблема создания систем, которые достаточно безопасны и надежны в широком диапазоне погодных условий для обеспечения обнаружения объектов, таких как воздушное судно, и других участников наземного движения на аэродроме.Thus, the problem of creating systems that are safe enough and reliable in a wide range of weather conditions to ensure the detection of objects such as an aircraft and other participants of ground movement at the aerodrome remained.

В дополнение к этому, в течение долгого времени была насущной необходимость в системах, которые не только способны обнаруживать такие объекты, как воздушное судно, но которые также обеспечивают эффективное опознавание обнаруженного объекта и проверку опознавания такого объекта, например обнаруженного воздушного судна, с необходимой степенью достоверности независимо от превалирующих погодных условий и интенсивности наземного движения.In addition to this, for a long time there was an urgent need for systems that are not only capable of detecting objects such as an aircraft, but which also provide effective identification of a detected object and verification of recognition of such an object, for example, an detected aircraft, with the necessary degree of reliability regardless of prevailing weather conditions and ground traffic.

Кроме того, долгое время оставалась неудовлетворенной потребность в системах, которые способны точно и эффективно сопровождать и наводить объекты, такие как прибывающее воздушное судно, к пригодным пунктам остановки, таким как погрузочный выход аэропорта. Кроме того, долговременной, требующей разрешения проблемой оставалось получение точной и эффективной техники калибровки для таких систем.In addition, there has long been an unmet need for systems that can accurately and efficiently track and guide objects, such as an arriving aircraft, to suitable stopping points, such as the airport loading gate. In addition, a long-term solution to the problem remained to obtain an accurate and efficient calibration technique for such systems.

Из указанного выше можно легко понять, что в данной области техники существует необходимость в более точном опознавании воздушного судна.From the above it can be easily understood that in the art there is a need for more accurate identification of the aircraft.

Таким образом, главной задачей настоящего изобретения является установление различий среди множества моделей воздушных судов с идентичными или почти идентичными конфигурациями носовой части.Thus, the main objective of the present invention is to establish differences among many aircraft models with identical or almost identical nose configurations.

Другой задачей настоящего изобретения является усовершенствование обнаружения воздушного судна таким образом, чтобы избежать происшествий при парковке воздушного судна.Another objective of the present invention is to improve the detection of aircraft in such a way as to avoid accidents when parking the aircraft.

Для решения указанных выше и других задач настоящее изобретение предусматривает опознавание воздушного судна в процессе выполнения двух операций. Сначала сопоставление контуров выполняется способом, известным из указанной выше первоначальной заявки. Затем выполняется сопоставление по меньшей мере одного признака воздушного судна. При сопоставлении признака воздушного судна в качестве основы для распознавания среди самолетов избирают компонент воздушного судна, такой как двигатель. Смещение этого компонента относительно другого компонента, местоположение которого легко обнаруживается, такого как носовая часть, определяется следующим образом. Определяют внутренний объем, в котором ожидается расположение двигателя, и также определяют внешний объем, окружающий внутренний объем. Лазерный дальномер наводят на внутренний и внешний объемы для получения отраженных импульсов из этих объемов. Получают отношение количества отраженных импульсов из внутреннего объема и количества отраженных импульсов из обоих объемов. Если этот показатель превышает заданное пороговое значение, считается, что двигатель находится во внутреннем объеме и воздушное судно считается опознанным. Если опознавание воздушного судна еще допускает двоякое толкование, может обнаруживаться другой признак самолета, такой как хвостовая часть.To solve the above and other problems, the present invention provides for the recognition of an aircraft in the process of performing two operations. First, the contour comparison is performed by a method known from the above initial application. Then, at least one feature of the aircraft is compared. When comparing an aircraft feature, an aircraft component such as an engine is selected as the basis for recognition among aircraft. The offset of this component relative to another component, the location of which is easily detected, such as the nose, is determined as follows. The internal volume in which the engine is expected to be located is determined, and the external volume surrounding the internal volume is also determined. The laser range finder is aimed at the internal and external volumes to obtain reflected pulses from these volumes. The ratio of the number of reflected pulses from the internal volume to the number of reflected pulses from both volumes is obtained. If this indicator exceeds a predetermined threshold value, it is considered that the engine is in the internal volume and the aircraft is considered identified. If aircraft recognition is still ambiguous, another feature of the aircraft, such as the tail section, may be detected.

Признаками воздушного судна, избранными для второй фазы опознавания, являются физические различия, обнаруживаемые лазерным дальномером. Примером такого признака является местоположение по длине и по ширине двигателя относительно носовой части воздушного судна. Для определения, что воздушное судно опознано, рисунок отраженных импульсов должен не только отражать фюзеляж правильной формы. Он должен также отражать наличие двигателя в положении относительно носовой части, в котором ожидается наличие двигателя воздушного судна. Другими примерами признаков, которые могут использоваться, являются положение основной опоры, положение крыльев и положение хвостовой части.The aircraft features selected for the second phase of identification are the physical differences detected by the laser range finder. An example of such a feature is the location along the length and width of the engine relative to the bow of the aircraft. To determine that the aircraft is recognized, the pattern of reflected pulses must not only reflect the fuselage of the correct shape. It should also reflect the presence of the engine in a position relative to the bow in which the aircraft engine is expected to be. Other examples of features that can be used are the position of the main support, the position of the wings and the position of the tail.

Сопоставление, предпочтительно, выполняют только относительно признака, характерного для ожидаемого типа воздушного судна. Выполнение сопоставления относительно признаков всех других возможных типов будет отнимать слишком много времени. Такое сопоставление может также выполняться относительно каждого типа воздушного судна, которое может приземляться в конкретном аэропорту.The comparison is preferably carried out only with respect to the characteristic of the expected type of aircraft. Performing comparisons on the attributes of all other possible types will be time consuming. Such a comparison may also be made with respect to each type of aircraft that may land at a particular airport.

Для каждого выхода аэропорта определено положение остановки для каждого типа воздушного судна, которое планируется парковать у этого выхода. При приближении к выходу любого другого типа может возникать угроза безопасности. Положение остановки определяют так, что существует достаточный запас безопасности между выходом и воздушным судном для исключения столкновения. Положение остановки для каждого типа воздушного судна часто определяют как положение передней стойки шасси, когда дверь находится в надлежащем положении относительно выхода. В системе существует база данных, в которой хранятся данные о расстоянии от носа до передней стойки шасси для каждого типа воздушного судна. Система парковки наводит воздушное судно относительно положения его носовой части и останавливает самолет так, что его нос находится в положении, в котором у правильно определенного типа самолета передняя стойка шасси находится в правильном положении остановки. Если стыкуется самолет неправильно определенного типа и если его крылья и двигатели расположены ближе к носу, чем у самолета надлежащего типа, существует риск столкновения с выходом.For each exit of the airport, a stopping position for each type of aircraft is determined, which is planned to be parked at this exit. When approaching any other type of exit, a security risk may arise. The stop position is determined so that there is a sufficient safety margin between the exit and the aircraft to avoid a collision. The stop position for each type of aircraft is often defined as the position of the front landing gear when the door is in the proper position relative to the exit. The system has a database that stores data on the distance from the nose to the front landing gear for each type of aircraft. The parking system guides the aircraft relative to the position of its bow and stops the aircraft so that its nose is in a position where the front landing gear is in the correct stop position for a correctly defined type of aircraft. If an aircraft of an incorrectly defined type is docked and if its wings and engines are closer to the nose than an aircraft of the appropriate type, there is a risk of collision with the exit.

В ходе фазы определения признаков воздушного судна могут быть проверены все признаки самолета, заданные для ожидаемого типа самолета. Если воздушное судно имеет контур, который может использоваться для его отличия от любого другого типа, что является редким случаем, контур будет единственным признаком воздушного судна. В другом случае проверяют другой признак, такой как положение двигателя, и если опознавание еще допускает двоякое толкование, проверяют еще один признак, такой как положение хвостовой части.During the aircraft feature determination phase, all aircraft features specified for the expected type of aircraft can be checked. If the aircraft has a circuit that can be used to distinguish it from any other type, which is a rare case, the circuit will be the only sign of the aircraft. In another case, another feature is checked, such as the position of the engine, and if the recognition is still ambiguous, another feature is checked, such as the position of the tail.

Лазерный дальномер наводят для получения отраженных импульсов из внутреннего и внешнего объемов. Если отношение количества отраженных импульсов из внутреннего объема и количества отраженных импульсов из обоих объемов больше порогового значения, воздушное судно опознается как имеющее двигатель в надлежащем положении, и характерный признак, таким образом, соответствует ожидаемому. Однако отношение количеств отраженных импульсов является лишь примером теста, используемого для оценки наличия двигателя в надлежащем положении или для определения, поступают ли отраженные импульсы от какого-то другого источника, например крыла. В случаях, когда это является единственным признаком, воздушное судно считается опознанным. В другом случае должен проверяться другой заданный признак (например, высота носа самолета, или оценивается другой признак самолета).A laser range finder is induced to receive reflected pulses from internal and external volumes. If the ratio of the number of reflected pulses from the internal volume to the number of reflected pulses from both volumes is greater than the threshold value, the aircraft is recognized as having the engine in the proper position, and the characteristic feature thus corresponds to the expected one. However, the reflected-pulse ratio is just an example of a test used to assess whether an engine is in the proper position or to determine if reflected pulses are coming from some other source, such as a wing. In cases where this is the only indication, the aircraft is considered identified. In another case, another specified feature should be checked (for example, the nose height of the airplane, or another feature of the airplane will be evaluated).

Если необходимо, для опознавания одного конкретного типа самолета может использоваться несколько характеристик, таких как хвостовая часть, стойки шасси и т.д. Затем определяют внутренний и внешний объемы для каждой геометрической характеристики, используемой для опознавания. Точная протяженность объемов зависит от типа конкретного воздушного судна и, таким образом, она является пороговым значением.If necessary, several characteristics can be used to identify one particular type of aircraft, such as a tail section, landing gear, etc. Then determine the internal and external volumes for each geometric characteristic used for identification. The exact extent of the volumes depends on the type of particular aircraft and, therefore, it is a threshold value.

Другим идентификационным признаком является высота носа. Высоту носа измеряют так, чтобы обеспечивать горизонтальное сканирование по оконечности носа. Измеренная высота носа также сравнивается с высотой ожидаемого воздушного судна. Если два значения отличаются более чем на 0,5 м, воздушное судно рассматривается как самолет ненадлежащего типа и парковка прекращается. Значение, составляющее 0,5 м, задано тем фактом, что высота земной поверхности часто изменяется на линии движения воздушного судна, что затрудняет измерение с более высокой точностью.Another identifying feature is the height of the nose. The height of the nose is measured so as to ensure horizontal scanning along the tip of the nose. The measured nose height is also compared with the height of the expected aircraft. If the two values differ by more than 0.5 m, the aircraft is considered as an improper type of aircraft and parking is terminated. The value of 0.5 m is set by the fact that the height of the earth's surface often changes along the line of movement of the aircraft, which makes measurement more difficult with higher accuracy.

Изобретение приспособлено для использования "интеллектуальных" алгоритмов, которые сводят к минимуму потребность в обработке сигналов и одновременно сводят к минимуму влияние неблагоприятной погоды и слабой отражающей способности поверхности самолета. Преимуществом является то, что могут использоваться недорогие микрокомпьютеры и/или ресурс компьютера освобождается для выполнения других задач и парковка возможна почти при всех погодных условиях.The invention is adapted to use “smart” algorithms that minimize the need for signal processing and at the same time minimize the effects of adverse weather and poor reflectivity of the surface of the aircraft. The advantage is that low-cost microcomputers can be used and / or the computer resource is freed up for other tasks and parking is possible under almost all weather conditions.

Одним важным в этом отношении алгоритмом является алгоритм обработки эталонных контуров. Информация о контурах хранится как комплект контуров. Каждый контур в комплекте отражает ожидаемый рисунок отраженных импульсов для воздушного судна, находящегося на определенном расстоянии от системы. Положение воздушного судна вычисляется посредством вычисления расстояния между полученным рисунком отраженных импульсов и ближайшим эталонным контуром. Интервал расстояний между контурами в комплекте подобран таким коротким, что последующее вычисление может выполняться с использованием приближений и все же будет сохранять необходимую точность. Вместо использования масштабирования с рядом умножений, что является трудной операцией, может использоваться простое сложение и вычитание.One important algorithm in this regard is the reference loop processing algorithm. The contour information is stored as a set of contours. Each circuit in the kit reflects the expected pattern of reflected pulses for an aircraft located at a certain distance from the system. The position of the aircraft is calculated by calculating the distance between the received pattern of reflected pulses and the nearest reference circuit. The distance interval between the contours in the kit is selected so short that subsequent calculations can be performed using approximations and still maintain the necessary accuracy. Instead of using scaling with a series of multiplications, which is a difficult operation, simple addition and subtraction can be used.

Другим важным алгоритмом является алгоритм для определения бокового смещения воздушного судна от надлежащей линии движения. Алгоритм предусматривает большей частью операции сложения и вычитания и лишь очень немного операций умножения и деления. Вычисление основано на районах между эталонным контуром и рисунком отраженных импульсов. Поскольку эти районы не так сильно подвержены влиянию изменений положения или отсутствия отдельных отраженных импульсов, алгоритм становится очень нечувствительным к помехам вследствие неблагоприятной погоды.Another important algorithm is the algorithm for determining the lateral displacement of the aircraft from the proper line of movement. The algorithm provides for the most part operations of addition and subtraction, and only very few operations of multiplication and division. The calculation is based on the areas between the reference circuit and the pattern of reflected pulses. Since these areas are not so much affected by changes in position or the absence of individual reflected pulses, the algorithm becomes very insensitive to interference due to adverse weather.

Процедура калибровки допускает проверку калибровки по объекту, находящемуся сбоку от системы. Преимущество состоит в том, что такая проверка калибровки возможна также, когда перед системой нет доступного неподвижного объекта. В большинстве случаев перед системой нет объектов, которые можно использовать. Очень важно регулярно выполнять проверку калибровки. С системой может что-то происходить, например, так, что направление наведения системы изменяется. Это может происходить вследствие оптической или механической погрешности в системе или вследствие рассогласования, вызванного внешней силой, например от проехавшего автомобильного тягача. Если это происходит, система может приводить к столкновению воздушного судна с объектами, расположенными сбоку от его надлежащей линии движения.The calibration procedure allows you to verify calibration on an object located on the side of the system. The advantage is that such a calibration check is also possible when there is no stationary object accessible in front of the system. In most cases, there are no objects that can be used in front of the system. It is very important to regularly perform a calibration check. Something can happen to the system, for example, so that the direction of the guidance of the system changes. This may occur due to an optical or mechanical error in the system or due to a mismatch caused by an external force, such as from a passing truck tractor. If this occurs, the system may cause the aircraft to collide with objects located to the side of its proper line of movement.

Другим аспектом настоящего изобретения является то, что оно может легко адаптироваться для учета угла рыскания самолета. Угол рыскания полезно знать по двум причинам. Во-первых, знание угла рыскания облегчает точную парковку воздушного судна. Во-вторых, когда угол рыскания определен, контур поворачивается соответственно для более точного сопоставления.Another aspect of the present invention is that it can easily be adapted to account for the yaw angle of the aircraft. The yaw angle is useful to know for two reasons. First, knowledge of the yaw angle facilitates accurate aircraft parking. Secondly, when the yaw angle is determined, the contour rotates accordingly for a more accurate comparison.

В процессе проверки определяется, находятся ли в определенном положении, например, относительно носа, определенные геометрические характеристики, такие как двигатель. Если воздушное судно направлено под углом к системе наведения при парковке (DGS), что происходит часто, этот угол должен быть известен для того, чтобы знать, где искать признаки. Процедура выполняется следующим образом:The verification process determines whether certain geometric characteristics, such as the engine, are in a certain position, for example, relative to the nose. If the aircraft is angled toward the Parking Guidance System (DGS), which happens frequently, this angle must be known in order to know where to look for signs. The procedure is as follows:

1. Преобразование полярных координат (угол, расстояние) отраженных импульсов в прямоугольные координаты (х, у).1. Transformation of the polar coordinates (angle, distance) of the reflected pulses into rectangular coordinates (x, y).

2. Вычисление угла рыскания.2. The calculation of the yaw angle.

3. Поворот контура отраженных импульсов для соответствия углу рыскания, вычисленному для воздушного судна.3. Rotation of the reflected pulse path to match the yaw angle calculated for the aircraft.

4. Определение наличия идентификационных характеристик.4. Determining the presence of identification characteristics.

Угол рыскания в типичном варианте вычисляется способом, который включает определение углов регрессии по обе стороны от носа воздушного судна. В более широком смысле используется геометрия части воздушного судна, расположенной сразу за носом. До сих пор это считалось невозможным.The yaw angle is typically calculated by a method that includes determining the regression angles on both sides of the nose of the aircraft. In a broader sense, the geometry of the part of the aircraft located immediately behind the nose is used. Until now, this has been considered impossible.

Еще один аспект изобретения относится к центральным линиям, нанесенным в районе парковки. Изогнутые парковочные центральные линии наносят в качестве правильной линии движения, которой должно следовать переднее шасси, но которая не является линией движения для носа. Если система наведения при парковке не измеряет непосредственно фактическое положение переднего шасси, знание угла рыскания необходимо для его вычисления на основе данных измерения, таких как положение носа. Затем может вычисляться положение переднего шасси относительно изогнутой центральной линии.Another aspect of the invention relates to central lines drawn in a parking area. The curved parking center lines are plotted as the correct line of movement that the front chassis should follow, but which is not the line of movement for the nose. If the parking guidance system does not directly measure the actual position of the front chassis, knowledge of the yaw angle is necessary to calculate it based on measurement data, such as nose position. Then, the position of the front chassis relative to the curved center line can be calculated.

Для этого предусмотрены система и способ для определения, следует ли транспортное средство по центральной линии, причем транспортное средство имеет нос и шасси, а система содержит запоминающее устройство для хранения (I) координат, представляющих траекторию центральной линии, и (II) расстояния между носом и шасси, устройство обнаружения для определения (I) положения носа и (II) угла рыскания транспортного средства и вычисляющее устройство для вычисления (I) положения шасси по положению носа, углу рыскания, определенного устройством обнаружения, и расстоянию, хранящемуся в запоминающем устройстве, и (II) смещения шасси от центральной линии по координатам, хранящимся в запоминающем устройстве, и положению шасси.To this end, a system and method are provided for determining whether a vehicle follows a center line, the vehicle having a nose and a chassis, and the system comprises a storage device for storing (I) coordinates representing the trajectory of the center line, and (II) the distance between the nose and chassis, a detection device for determining (I) the position of the nose and (II) the yaw angle of the vehicle and a computing device for calculating (I) the position of the chassis from the position of the nose, the yaw angle detected by the device I, and the distance stored in the memory, and (II) the chassis offset from the center line to the coordinates stored in the memory, and the position of the chassis.

Признаки и преимущества изобретения будут понятны при ознакомлении со следующим подробным описанием, данным в сочетании с прилагаемыми чертежами, на которых:The signs and advantages of the invention will be clear when reading the following detailed description given in combination with the accompanying drawings, in which:

фиг.1 изображает вид, показывающий систему при ее использовании в аэропорту;figure 1 depicts a view showing the system when it is used at the airport;

фиг.2 изображает схематический вид, показывающий общую компоновку элементов предпочтительной системы, соответствующей настоящему изобретению;FIG. 2 is a schematic view showing an overall arrangement of elements of a preferred system of the present invention; FIG.

фиг.3 изображает вид сверху в плане, показывающий зону обнаружения перед стыковочным выходом, которая образована для обнаружения и опознавания приближающегося воздушного судна;figure 3 depicts a top view in plan, showing the detection zone in front of the docking exit, which is formed to detect and identify the approaching aircraft;

фиг.4А и 4В совместно изображают схему последовательности операций, показывающую главную программу и режим парковки работы системы;figa and 4B together depict a sequence diagram showing the main program and the parking mode of the system;

фиг.5 изображает схему последовательности операций, показывающую режим калибровки системы;5 is a flowchart showing a system calibration mode;

фиг.6 изображает вид, показывающий компоненты для выполнения режима калибровки;6 is a view showing components for performing a calibration mode;

фиг.7 изображает схему последовательности операций, показывающую режим захвата работы системы;FIG. 7 is a flowchart showing a system operation capture mode; FIG.

фиг.8 изображает схему последовательности операций, показывающую фазу сопровождения работы системы;Fig. 8 is a flowchart showing a system maintenance phase;

фиг.9 изображает схему последовательности операций, показывающую фазу измерения высоты при работе системы;Fig.9 depicts a flowchart showing the phase of measuring the height during operation of the system;

фиг.10 изображает схему последовательности операций, показывающую фазу опознавания при работе системы;10 is a flowchart showing an identification phase during system operation;

фиг.11 изображает схему последовательности операций, показывающую фазу определения признака воздушного судна работы системы;11 is a flowchart showing a phase of determining a feature of an aircraft of system operation;

фиг.12 изображает схему, показывающую внутренний и внешний объемы вокруг двигателя воздушного судна, используемые в фазе определения признака воздушного судна;12 is a diagram showing internal and external volumes around an aircraft engine used in an aircraft feature determination phase;

фиг.13 изображает схему, показывающую пределы допусков измеренного расстояния от носа до двигателя для принятия решения о допуске воздушного судна к выходу;13 is a diagram showing tolerance limits of a measured distance from the nose to the engine for deciding whether to allow the aircraft to exit;

фиг.14 изображает схему, показывающую зависимость запаса безопасности от расстояния между носом и двигателем в ситуации, когда воздушное судно неприемлемого типа паркуется у выхода;Fig. 14 is a diagram showing a safety margin versus a distance between a nose and an engine in a situation where an aircraft of an unacceptable type is parked at the exit;

фиг.15 изображает схему последовательности операций, показывающую базовые операции, используемые при опознавании воздушного судна, которое имеет угол рыскания относительно выхода аэропорта;Fig. 15 is a flowchart showing basic operations used in identifying an aircraft that has a yaw angle with respect to an airport exit;

фиг.15А изображает схему, показывающую геометрию угла рыскания;figa depicts a diagram showing the geometry of the yaw angle;

фиг.16 изображает схему, показывающую геометрию, используемую для определения линий регрессии, которые используются при вычислении угла рыскания;Fig. 16 is a diagram showing the geometry used to determine the regression lines that are used in calculating the yaw angle;

фиг.17 изображает схему последовательности операций, показывающую операции, используемые для вычисления угла рыскания;Fig. 17 is a flowchart showing operations used to calculate a yaw angle;

фиг.18 изображает схему, показывающую геометрию, используемую для поворота контура отраженных импульсов;Fig. 18 is a diagram showing the geometry used to rotate the reflected pulse path;

фиг.19 изображает схему последовательности операций, показывающую операции, используемые для поворота контура отраженных импульсов;Fig. 19 is a flowchart showing operations used to rotate the reflected pulse path;

фиг.20 изображает схему последовательности операций, показывающую операции, используемые для вычисления смещения переднего шасси воздушного судна от центральной линии;FIG. 20 is a flowchart showing operations used to calculate an aircraft front landing gear offset from a center line; FIG.

фиг.21 изображает схему, показывающую геометрию положения переднего шасси относительно положения носа; и21 is a diagram showing the geometry of the position of the front chassis relative to the position of the nose; and

фиг.22 изображает схему, показывающую геометрию положения переднего шасси относительно центральной линии.Fig.22 is a diagram showing the geometry of the position of the front chassis relative to the center line.

Таблица I представляет предпочтительный вариант Таблицы горизонтального эталонного контура, которая используется для установления идентичности воздушного судна данной системой.Table I represents the preferred version of the Table of the horizontal reference circuit, which is used to establish the identity of the aircraft in this system.

Таблица II представляет предпочтительный вариант Таблицы сравнения, которая используется в системах, соответствующих настоящему изобретению, для эффективной и надежной парковки воздушного судна.Table II presents a preferred version of the Comparison Table, which is used in the systems of the present invention for efficient and reliable aircraft parking.

Теперь будут сделаны ссылки на фиг.1-22 и Таблицы I-II, на которых одинаковые ссылочные позиции обозначают подобные элементы на разных фигурах. В нижеследующем подробном описании пронумерованные операции, изображенные в схемах последовательности операций, как правило, обозначены номером в круглых скобках, следующим за такими ссылками.Reference will now be made to FIGS. 1-22 and Tables I-II, in which the same reference numbers indicate similar elements in different figures. In the following detailed description, numbered operations depicted in flowcharts are typically indicated by a number in parentheses following such references.

Как показано на фиг.1, системы наведения при парковке, соответствующие настоящему изобретению, в целом обозначенные позицией 10 на фигурах, предусматривают компьютеризированное определение местоположения объекта, проверку идентичности объекта и сопровождение объекта, причем объектом, предпочтительно, является воздушное судно (самолет) 12. При работе, когда диспетчерская башня 14 осуществляет посадку воздушного судна 12, она информирует систему о том, что самолет приближается к выходу 16, и об ожидаемом типе самолета (то есть 747, L-1011 и т.д.). В этом случае система 10 сканирует район перед выходом 16, пока не обнаружит местоположение объекта, который она опознает как самолет 12. Затем система 10 сравнивает измеренный контур воздушного судна 12 с эталонным контуром ожидаемого типа самолета и оценивает другие геометрические признаки ожидаемого типа самолета. Если обнаруженное воздушное судно не соответствует ожидаемому контуру и другим признакам, система информирует диспетчерскую башню 14 или подает ей сигнал и выключается.As shown in FIG. 1, the parking guidance systems of the present invention, generally indicated by 10 in the figures, provide for computerized positioning of the object, verification of the identity of the object and tracking of the object, the object preferably being an aircraft (airplane) 12. In operation, when the control tower 14 lands the aircraft 12, it informs the system that the aircraft is approaching exit 16 and the expected type of aircraft (i.e. 747, L-1011, etc.). In this case, system 10 scans the area in front of exit 16 until it finds the location of the object that it recognizes as aircraft 12. Then, system 10 compares the measured contour of aircraft 12 with the reference contour of the expected type of aircraft and evaluates other geometric characteristics of the expected type of aircraft. If the detected aircraft does not correspond to the expected circuit and other signs, the system informs the control tower 14 or gives it a signal and turns off.

Если объектом является ожидаемое воздушное судно 12, система 10 сопровождает его к выходу 16, отображая для пилота в реальном масштабе времени расстояние, оставшееся до надлежащей точки 29 остановки, и положение 31 самолета 12 в боковом направлении. Положение 31 самолета 12 в боковом направлении отображается на дисплее 18, что позволяет пилоту корректировать положение самолета при приближении к выходу 16 под правильным углом. Когда воздушное судно 12 находится в точке 53 его остановки, этот факт отображается на дисплее 18 и пилот останавливает самолет.If the object is the expected aircraft 12, the system 10 accompanies it to the exit 16, displaying for the pilot in real time the distance remaining to the proper stopping point 29 and the position 31 of the aircraft 12 in the lateral direction. The position 31 of the aircraft 12 in the lateral direction is displayed on the display 18, which allows the pilot to adjust the position of the aircraft when approaching exit 16 at the right angle. When the aircraft 12 is at point 53 of its stop, this fact is displayed on the display 18 and the pilot stops the plane.

Как показано на фиг.2, система 10 включает лазерный дальномер (LRF) 20, два зеркала 21, 22, дисплейный блок 18, два шаговых электродвигателя 24, 25 и микропроцессор 26. Лазерные дальномеры, пригодные для использования согласно настоящему изобретению, поставляет Laser Atlanta Corporation и они способны излучать лазерные импульсы и принимать отражения этих импульсов, отраженные от удаленных объектов, и вычислять расстояние до этих объектов.As shown in FIG. 2, system 10 includes a laser range finder (LRF) 20, two mirrors 21, 22, a display unit 18, two stepper motors 24, 25, and a microprocessor 26. Laser Atlanta, suitable for use in accordance with the present invention, is supplied by Laser Atlanta Corporation and they are able to emit laser pulses and receive reflections of these pulses reflected from distant objects, and calculate the distance to these objects.

Система 10 устроена таким образом, что она имеет соединение 28 между последовательным портом лазерного дальномера 20 и микропроцессором 26. По этому соединению лазерный дальномер 20 посылает данные измерений приблизительно каждую 1/400 долю секунды в микропроцессор 26. Компоненты аппаратного обеспечения системы 20, обозначенные в целом номером 23, управляются программируемым микропроцессором 26. В дополнение к этому микропроцессор 26 подает данные на дисплей 18. В качестве интерфейса для пилота над выходом 16 расположен дисплейный блок 18 для показа пилоту расстояния, на котором находится самолет от точки 29 остановки, типа 30 самолета, который приближается по данным системы, и положения 31 самолета в боковом направлении. Используя этот дисплей, пилот может корректировать подход самолета 12 к выходу 16 для обеспечения того, что самолет будет находиться под правильным углом для достижения выхода. Если дисплей 18 показывает не тот тип 30 самолета, пилот может прервать подход до того, как произойдет какое-либо повреждение. Эта двойная проверка обеспечивает безопасность для пассажиров, самолета и оборудования аэропорта, поскольку, если система пытается парковать больший 747 у выхода, где ожидается 737, это с большой вероятностью может привести к обширным повреждениям.The system 10 is arranged so that it has a connection 28 between the serial port of the laser rangefinder 20 and the microprocessor 26. Through this connection, the laser rangefinder 20 sends measurement data approximately every 1/400 of a second to the microprocessor 26. The hardware components of the system 20, indicated as a whole number 23, are controlled by a programmable microprocessor 26. In addition, the microprocessor 26 provides data to the display 18. As an interface for the pilot above the output 16 is a display unit 18 for display Helot distance at which the aircraft is from the stopping point 29, the type of aircraft 30 that is approaching the system according to, and the position of the aircraft 31 in a lateral direction. Using this display, the pilot can adjust the approach of aircraft 12 to exit 16 to ensure that the aircraft is at the right angle to reach the exit. If display 18 shows the wrong type 30 of the aircraft, the pilot may interrupt the approach before any damage occurs. This double check ensures safety for passengers, aircraft and airport equipment, because if the system tries to park a larger 747 at the exit, where 737 is expected, this is likely to cause extensive damage.

В дополнение к работе с дисплеем 18 микропроцессор 26 обрабатывает данные, полученные от лазерного дальномера 20 и управляет наведением лазера 20 по соединению 32 с шаговыми электродвигателями 24, 25. Шаговые электродвигатели 24, 25 соединены с зеркалами 21, 22 и приводят их в движение в соответствии с командами микропроцессора 26. Таким образом, посредством управления шаговыми электродвигателями 24, 25, микропроцессор 26 может изменять угловое положение зеркал 21, 22 и наводить лазерные импульсы лазерного дальномера 20.In addition to working with the display 18, the microprocessor 26 processes the data received from the laser rangefinder 20 and controls the guidance of the laser 20 by connecting 32 to the stepper motors 24, 25. The stepper motors 24, 25 are connected to the mirrors 21, 22 and drive them in accordance with the commands of the microprocessor 26. Thus, by controlling the stepper motors 24, 25, the microprocessor 26 can change the angular position of the mirrors 21, 22 and induce laser pulses of the laser range finder 20.

Зеркала 21, 22 наводят лазерное излучение посредством отражения лазерных импульсов наружу поверх бетонного покрытия аэропорта. В предпочтительном варианте осуществления изобретения лазерный дальномер 20 неподвижен. Сканирование лазером осуществляется зеркалами. Одно зеркало 22 управляет горизонтальным углом наведения лазера, тогда как другое зеркало 21 управляет вертикальным углом наведения. Посредством приведения в действие шаговых электродвигателей 24, 25 микропроцессор 26 управляет угловым положением зеркал и, таким образом, направлением лазерных импульсов.Mirrors 21, 22 induce laser radiation by reflecting laser pulses outward on top of the concrete coating of the airport. In a preferred embodiment, the laser rangefinder 20 is stationary. Laser scanning is carried out by mirrors. One mirror 22 controls the horizontal angle of the laser, while another mirror 21 controls the vertical angle of the laser. By driving the stepper motors 24, 25, the microprocessor 26 controls the angular position of the mirrors and, thus, the direction of the laser pulses.

Система 10 управляет зеркалом 22 горизонтального наведения для выполнения непрерывного горизонтального сканирования в пределах ±10 градусов угловыми шагами приблизительно по 0,1 градуса, которые эквивалентны 16 микрошагам за шаг для шагового электродвигателя Escap EDM-453. Один угловой шаг выполняется при каждом ответном сигнале от считывающего устройства, то есть приблизительно каждые 2,5 мс. Зеркало 21 вертикального наведения может управляться для выполнения вертикального сканирования между +20 и -30 градусами угловыми шагами приблизительно по 0,1 градуса по одному шагу каждые 2,5 мс. Зеркало вертикального наведения используется для вертикального сканирования при определении высоты носа и опознавании воздушного судна 12. В режиме сопровождения зеркало 21 вертикального наведения непрерывно регулируется для поддержания горизонтального сопровождающего сканирования оконечности носовой части самолета 12.System 10 controls a horizontal pointing mirror 22 to perform continuous horizontal scanning within ± 10 degrees with approximately 0.1 degree angular steps, which are equivalent to 16 micro-steps per step for the Escap EDM-453 stepping motor. One angular step is performed with each response signal from the reader, i.e. approximately every 2.5 ms. The vertical guidance mirror 21 can be controlled to perform a vertical scan between +20 and -30 degrees in angular steps of approximately 0.1 degrees in one step every 2.5 ms. The vertical guidance mirror is used for vertical scanning when determining the height of the nose and recognition of the aircraft 12. In the tracking mode, the vertical guidance mirror 21 is continuously adjusted to maintain a horizontal accompanying scanning of the tip of the nose of the aircraft 12.

Как показано на фиг.3, система 10 делит расположенное перед нею поле по дальности на три части. Самая дальняя часть на удалении приблизительно от 50 метров является зоной 50 захвата. В этой зоне 50 система обнаруживает носовую часть самолета и делает грубую оценку положения самолета 12 в боковом и продольном направлениях. Внутрь от зоны 50 захвата располагается район 51 опознавания. В этом районе система 10 сверяет контур самолета 12 с хранящимся контуром 51. В этом районе система 10 сверяет контур самолета 12 в части, относящейся к заданной линии на дисплее 18. Наконец, ближайшим к лазерному дальномеру 20 районом является район отображения или район 52 сопровождения. В районе отображения 52 система 10 отображает на дисплее положение самолета 12 в боковом и продольном направлении относительно надлежащего положения остановки с наивысшей для нее степенью точности. В конце района отображения 52 находится точка 53 остановки. В точке 53 остановки самолет будет в правильном положении у выхода 16.As shown in FIG. 3, the system 10 divides the distance field in front of it into three parts. The farthest part at a distance of approximately 50 meters is the capture zone 50. In this zone 50, the system detects the nose of the aircraft and makes a rough estimate of the position of the aircraft 12 in the lateral and longitudinal directions. An identification area 51 is located within the capture zone 50. In this area, the system 10 checks the contour of the aircraft 12 with the stored circuit 51. In this area, the system 10 checks the contour of the aircraft 12 in the part related to a given line on the display 18. Finally, the display area or tracking area 52 is the closest to the laser rangefinder 20. In the display region 52, the system 10 displays on the display the position of the aircraft 12 in the lateral and longitudinal directions relative to the proper stopping position with the highest degree of accuracy for it. At the end of display area 52, there is a stop point 53. At stop 53, the aircraft will be in the correct position at exit 16.

В дополнение к аппаратному обеспечению и программному обеспечению система 10 поддерживает базу данных, содержащую эталонные контуры любого типа самолета, который может здесь появиться. В базе данных система хранит контуры для каждого типа самолета как горизонтальный и вертикальный контуры, представляющие ожидаемый рисунок отраженных сигналов для этого типа самолета.In addition to hardware and software, system 10 maintains a database containing reference circuits of any type of aircraft that may appear here. In the database, the system stores the contours for each type of aircraft as horizontal and vertical contours representing the expected pattern of reflected signals for this type of aircraft.

Обратившись к Таблице I, можно видеть, что система поддерживает горизонтальный контур в форме Таблицы I, в которой ряды 40 представлены угловым шагом и в которой колонки 41 представлены расстоянием до положения остановки для этого типа самолета. В дополнение к этим пронумерованным рядам таблица содержит ряд 42, представляющий вертикальный угол относительно носа самолета на каждом расстоянии до лазерного дальномера, ряд 44, представляющий коэффициент k формы контура, и ряд 45, представляющий количество значений контура для каждого расстояния, соответствующего контуру. Основная часть Таблицы I содержит значения ожидаемых расстояний для данного типа самолета при разных углах сканирования и расстояниях до точки 53 остановки.Referring to Table I, it can be seen that the system maintains a horizontal contour in the form of Table I, in which the rows 40 are represented by the angular pitch and in which the columns 41 are represented by the distance to the stop position for this type of aircraft. In addition to these numbered rows, the table contains row 42 representing the vertical angle with respect to the nose of the aircraft at each distance to the laser rangefinder, row 44 representing the shape factor k, and row 45 representing the number of contour values for each distance corresponding to the contour. The main part of Table I contains the expected distance values for this type of aircraft at different scan angles and distances to stop point 53.

Теоретически, 50 угловых шагов и 50 расстояний до точки 53 остановки потребовали бы Таблицы I, содержащей 50×50 или 2500 записей. Однако Таблица I будет фактически содержать значительно меньше записей, поскольку сопоставление профиля не требует ответных результатов при всех углах на всех расстояниях. Представляется, что типичная таблица будет реально содержать от 500 до 1000 значений. Хорошо известная техника программирования дает способы поддержания частично заполненной таблицы без использования памяти, требуемой для полной таблицы.Theoretically, 50 angular steps and 50 distances to stop point 53 would require Table I containing 50 × 50 or 2500 entries. However, Table I will actually contain significantly fewer records, since profile matching does not require reciprocal results at all angles at all distances. It seems that a typical table will actually contain from 500 to 1000 values. A well-known programming technique provides ways to maintain a partially populated table without using the memory required for a full table.

В дополнение к горизонтальному контуру система 10 поддерживает вертикальный контур для каждого типа самолета. Этот контур хранится так же, как и горизонтальный профиль, за исключением того, что ряды представлены угловыми шагами в вертикальном направлении и записи в колонках содержат меньшее количество расстояний до положения остановки, чем для горизонтального контура. Вертикальный контур требует меньшего количества колонок, поскольку он используется только для опознавания самолета 12 и для определения высоты положения его носа, что происходит в ограниченном диапазоне расстояний от лазерного дальномера 20 в районе 51 опознавания. Следовательно, для сопоставления вертикального контура хранятся только данные для ожидаемых отраженных сигналов в этом диапазоне без лишнего расходования пространства памяти для не являющихся необходимыми значений.In addition to the horizontal contour, system 10 maintains a vertical contour for each type of aircraft. This contour is stored in the same way as the horizontal profile, except that the rows are represented by angular steps in the vertical direction and the entries in the columns contain fewer distances to the stop position than for the horizontal contour. The vertical contour requires fewer columns, because it is used only to identify the aircraft 12 and to determine the height of the nose, which occurs in a limited range of distances from the laser rangefinder 20 in the region 51 recognition. Therefore, to compare the vertical contour, only data for the expected reflected signals in this range is stored without unnecessarily wasting memory space for unnecessary values.

Система 10 использует описанные выше аппаратное обеспечение и базу данных для определения местоположения, опознавания и сопровождения воздушного судна с использованием следующих процедур:System 10 uses the hardware and database described above to locate, identify, and track an aircraft using the following procedures:

Как показано на фиг.4А и 4В, работа программного обеспечения микропроцессора выполняет главную программу, содержащую подпрограммы для режима 60 калибровки, режима захвата и режима 400 парковки. Микропроцессор сначала выполняет работу в режиме 60 калибровки, затем в режиме 62 захвата и затем в режиме 400 парковки. Когда самолет 12 припаркован, программа заканчивает работу. Эти режимы описаны более подробно ниже:As shown in FIGS. 4A and 4B, microprocessor software runs a main program containing routines for calibration mode 60, capture mode, and parking mode 400. The microprocessor first performs operation in calibration mode 60, then in capture mode 62 and then in parking mode 400. When aircraft 12 is parked, the program ends. These modes are described in more detail below:

Режим калибровкиCalibration mode

Для обеспечения точности работы системы микропроцессор 26 запрограммирован для самокалибровки в соответствии с алгоритмом, показанным на фиг.5, до захвата самолета 12 и с разными интервалами в ходе сопровождения. Калибровка системы 10 обеспечивает то, что соотношение между работой шаговых электродвигателей 24, 25 и направлением наведения является известным. Также проверяется способность лазерного дальномера 20 измерять дальность.To ensure the accuracy of the system, the microprocessor 26 is programmed for self-calibration in accordance with the algorithm shown in figure 5, before the capture of the aircraft 12 and at different intervals during maintenance. Calibration of the system 10 ensures that the relationship between the operation of the stepper motors 24, 25 and the direction of guidance is known. The ability of the laser rangefinder 20 to measure range is also tested.

Как показано на фиг.6, для калибровки в системе 10 используется квадратная пластина 66, находящаяся в известном положении. Пластина 66 установлена в 6 метрах от лазерного дальномера 20 и на такой же высоте, как и лазерный дальномер 20.As shown in Fig.6, for calibration in the system 10 uses a square plate 66, located in a known position. Plate 66 is mounted 6 meters from the laser rangefinder 20 and at the same height as the laser rangefinder 20.

Для выполнения калибровки система устанавливает (α,β) на (0,0), при этом лазер направляется строго вперед. Зеркало 22 вертикального наведения затем наклоняется так, что лазерный луч направляется назад, на заднее или дополнительное зеркало 68, которое переориентирует луч на калибровочную пластину 66. (100) Микропроцессор 26 затем приводит в действие шаговые электродвигатели 24, 25 для приведения в движение зеркал 21, 22, пока он не обнаружит центр калибровочной пластины 66. После обнаружения центра калибровочной пластины 66 микропроцессор 26 сохраняет значения углов (α_ср, β_ср) в этой точке и сравнивает их с хранящимися ожидаемыми углами. (102) Система 10 также сравнивает полученное расстояние до центра 66 пластины с хранящимся ожидаемым значением. (102) Если полученные значения не соответствуют хранящимся значениям, микропроцессор 26 изменяет калибровочные постоянные, которые задают ожидаемые значения, пока они не будут соответствовать. (104, 106) Однако, если любое из этих значений отклоняется слишком сильно от значений, сохраненных при инсталляции, подается сигнал предупреждения. (108)To perform the calibration, the system sets (α, β) to (0,0), while the laser is directed strictly forward. The vertical guidance mirror 22 then tilts so that the laser beam is directed back to the rear or additional mirror 68, which reorients the beam to the calibration plate 66. (100) The microprocessor 26 then drives the stepper motors 24, 25 to drive the mirrors 21, 22 until he finds the center of the calibration plate 66. After detecting the center of the calibration plate 66, the microprocessor 26 stores the values of the angles (α _cf , β _cf ) at this point and compares them with the stored expected angles. (102) The system 10 also compares the obtained distance to the center 66 of the plate with the stored expected value. (102) If the obtained values do not correspond to the stored values, the microprocessor 26 changes the calibration constants, which set the expected values until they correspond. (104, 106) However, if any of these values deviate too much from the values stored during installation, a warning signal is given. (108)

Режим захватаCapture mode

Первоначально диспетчерская башня 14 оповещает систему об ожидаемом приближении самолета 12 и ожидаемом типе самолета. Сигнал приводит программное обеспечение в режим 62 захвата, как показано на фиг.7. В режиме 62 захвата микропроцессор 26 приводит в действие шаговые электродвигатели 24, 25 для наведения лазера для горизонтального сканирования зоны 50 захвата самолета 12. Это горизонтальное сканирование выполняется под вертикальным углом, соответствующим высоте носа ожидаемого типа воздушного судна в средней части зоны 50 захвата.Initially, the control tower 14 notifies the system of the expected approach of the aircraft 12 and the expected type of aircraft. The signal drives the software to capture mode 62, as shown in FIG. In capture mode 62, the microprocessor 26 drives the laser stepping motors 24, 25 to horizontally scan the capture zone 50 of the aircraft 12. This horizontal scan is performed at a vertical angle corresponding to the nose height of the expected type of aircraft in the middle of the capture zone 50.

Для определения правильной высоты сканирования микропроцессор 26 вычисляет вертикальный угол для лазерных импульсов как:To determine the correct scanning height, the microprocessor 26 calculates the vertical angle for the laser pulses as:

β_f=arctan [(H-h)/l_f],β _f = arctan [(Hh) / l _f ],

где Н - это высота лазерного дальномера 20 над землей, h - это высота носа ожидаемого самолета и l_f - это расстояние от лазерного дальномера 20 до середины зоны 50 захвата. Это уравнение дает значение вертикального угла для зеркала 21, который обеспечивает поиск на правильной высоте в середине зоны 50 захвата для ожидаемого самолета 12.where H is the height of the laser rangefinder 20 above the ground, h is the nose height of the expected aircraft and l _f is the distance from the laser rangefinder 20 to the middle of the capture zone 50. This equation gives the value of the vertical angle for the mirror 21, which provides a search at the correct height in the middle of the capture zone 50 for the expected aircraft 12.

В альтернативном варианте система 10 может хранить в базе данных значения β_f для разных типов самолетов на определенном расстоянии. Однако хранение значений β_f ограничивает гибкость системы 10, поскольку она в таком случае может захватывать самолет 12 только на одном расстоянии от лазерного дальномера 20.Alternatively, system 10 may store β _f values for different types of aircraft at a certain distance in the database. However, storing the values of β _f limits the flexibility of the system 10, since in this case it can capture the aircraft 12 only at one distance from the laser range finder 20.

С использованием этого вертикального угла для зоны 50 захвата микропроцессор 26 направляет лазер для горизонтального сканирования импульсами, разнесенными приблизительно на 0,1 градуса друг от друга. Микропроцессор выполняет горизонтальное сканирование посредством изменения значения α, то есть горизонтального угла от центральной линии, начинающейся от лазерного дальномера 20 между ±α_макс, значение которого вводится при инсталляции. Как правило, α_макс устанавливают на уровне 50, что при разнесении импульсов на 0,1 градуса эквивалентно 5 градусам и дает сканирование в пределах 10 градусов.Using this vertical angle for the capture zone 50, the microprocessor 26 directs the laser for horizontal scanning with pulses spaced approximately 0.1 degrees apart. The microprocessor performs a horizontal scan by changing the value of α, that is, the horizontal angle from the center line starting from the laser range finder 20 between ± α _max , the value of which is entered during installation. Typically, α _{max is} set at 50, which, when pulses are spaced 0.1 degrees apart, is equivalent to 5 degrees and gives a scan within 10 degrees.

Испускание лазерных импульсов дает отраженные сигналы или отражения от объектов в зоне 50 захвата. Устройство обнаружения лазерного дальномера 20 захватывает отраженные импульсы, вычисляет расстояние до объекта по времени между посылкой импульса и приемом отраженного сигнала и посылает вычисленное значение расстояния для каждого отраженного сигнала в микропроцессор 26. Микропроцессор 26 сохраняет в отдельных регистрах устройства для хранения данных суммарное количество отраженных сигналов или импульсов облучения в каждом секторе величиной в 1 градус в зоне 50 захвата. (70) Поскольку импульсы генерируются с интервалами в 0,1 градуса, в каждом секторе может возникать до десяти отраженных сигналов. Микропроцессор 26 сохраняет эти импульсы облучения как переменные, названные s_α, где α изменяется от 1 до 10 для представления каждого сектора величиной в 1 градус зоны 50 захвата величиной в десять градусов.The emission of laser pulses gives reflected signals or reflections from objects in the capture zone 50. The laser range finder 20 captures the reflected pulses, calculates the distance to the object in time between sending the pulse and receiving the reflected signal, and sends the calculated distance for each reflected signal to the microprocessor 26. The microprocessor 26 stores the total number of reflected signals in separate registers of the data storage device or irradiation pulses in each sector of 1 degree in the capture zone 50. (70) Since pulses are generated at intervals of 0.1 degrees, up to ten reflected signals can occur in each sector. The microprocessor 26 stores these irradiation pulses as variables called s _α , where α varies from 1 to 10 to represent each sector with a magnitude of 1 degree of the capture zone 50 with a magnitude of ten degrees.

В дополнение к сохранению количества импульсов облучения на сектор микропроцессор 26 сохраняет также в устройстве для сохранения данных значение расстояния от лазерного дальномера 20 до объекта для каждого импульса облучения или отраженного сигнала. Сохранение значения расстояния для каждого отражения требует достаточно емкой запоминающей среды для сохранения до десяти импульсов облучения в каждом секторе величиной в 1 градус зоны 50 захвата или до 100 возможных значений. Поскольку во многих случаях большинство записей будут пустыми, хорошо известная техника программирования уменьшает потребность в такой емкости до уровня ниже 100 регистров, всегда назначенных для этих значений.In addition to storing the number of irradiation pulses per sector, the microprocessor 26 also stores the distance from the laser rangefinder 20 to the object for each irradiation pulse or reflected signal in the data storage device. Saving the distance value for each reflection requires a sufficiently capacious storage medium to store up to ten irradiation pulses in each sector with a value of 1 degree of the capture zone 50 or up to 100 possible values. Since in most cases most entries will be empty, a well-known programming technique reduces the need for such capacity to below 100 registers always assigned to these values.

Когда данные сканирования готовы, микропроцессор 26 вычисляет суммарное количество отраженных сигналов S_T за одно сканирование посредством суммирования значений s_α. Затем микропроцессор 26 вычисляет S_M, наибольшую сумму количества отраженных сигналов в трех соседних секторах. (72) Другими словами, S_M является наибольшей суммой (S_α-1, S_α, S_α+1).When the scan data is ready, the microprocessor 26 calculates the total number of reflected signals S _T for one scan by summing the values of s _α . Then, the microprocessor 26 calculates S _M , the largest sum of the number of reflected signals in the three neighboring sectors. (72) In other words, S _M is the largest sum (S _α-1 , S _α , S _{α + 1} ).

Когда микропроцессор 26 вычислил S_M и S_T, он определяет, являются ли отраженные сигналы исходящими от самолета 12. Если S_M не больше 24 (74), самолет 12 не обнаружен и микропроцессор 26 возвращается к началу работы в режиме 62 захвата. Если наибольшая сумма S_M отраженных сигналов больше 24 (74), местоположение "возможного" самолета 12 обнаружено. Если обнаружен "возможный" самолет 12, микропроцессор проверяет, больше ли S_M/S_T чем 0,5 (76), или что три соседних сектора с наибольшей суммой содержат, по меньшей мере, половину всех отраженных сигналов, принятых при сканировании.When the microprocessor 26 has calculated S _M and S _T , it determines whether the reflected signals are emitted from the aircraft 12. If S _{M is} not more than 24 (74), the aircraft 12 is not detected and the microprocessor 26 returns to the start of operation in capture mode 62. If the largest sum S _{M of} reflected signals is greater than 24 (74), the location of the “possible” aircraft 12 is detected. If a “possible” aircraft 12 is detected, the microprocessor checks to see if S _M / S _{T is} greater than 0.5 (76), or that the three neighboring sectors with the largest total contain at least half of all the reflected signals received during the scan.

Если S_M/S_T больше 0,5, микропроцессор 26 вычисляет местоположение центра отраженных сигналов. (78, 82) Угловое положение центра отраженных сигналов вычисляется как:If S _M / S _{T is} greater than 0.5, the microprocessor 26 calculates the location of the center of the reflected signals. (78, 82) The angular position of the center of the reflected signals is calculated as:

α₁=α_v+(S_α+1-S_α-1)/(S_α-2+S_α+S_α+1),α ₁ = α _v + (S _{α + 1} -S _α-1 ) / (S _α-2 + S _α + S _{α + 1} ),

где S_α - это S_α, которая дала S_M, и α_v это угловой сектор, который соответствует этой S_α.where S _α is S _α that gave S _M , and α _v is the angular sector that corresponds to this S _α .

Положение центра отраженных сигналов в продольном направлении вычисляется как:The position of the center of the reflected signals in the longitudinal direction is calculated as:

где l_avi - это измеренные значения или расстояния до объекта для импульсов, которые возвратились отраженными сигналами из сектора α_v, и где n - это суммарное количество измеренных значений в этом секторе. (78, 82) Поскольку наибольшее возможное количество измеренных значений составляет десять, n должно быть меньше или равно десяти.where l _avi are the measured values or distances to the object for pulses that are returned by reflected signals from the sector α _v , and where n is the total number of measured values in this sector. (78, 82) Since the largest possible number of measured values is ten, n must be less than or equal to ten.

Однако, если S_M/S_T<0,5, отраженные сигналы могут исходить от снега или другого самолета, находящегося на небольшом удалении. Если причиной является самолет на небольшом удалении, этот самолет вероятно расположен довольно близко к центральной линии и предполагается, что значение α_t должно составлять ноль вместо вычисленного выше значения и что l_t должно быть средним расстоянием, данным тремя средними секторами. (80) Если распределение расстояния слишком большое, микропроцессор 26 не обнаружил самолет 12 и он возвращается к началу работы в режиме 62 захвата. (81). После вычисления положения самолета 12 система переключается на работу в режиме 400 парковки.However, if S _M / S _T <0.5, the reflected signals may come from snow or another aircraft at a short distance. If the cause is an aircraft at a short distance, this aircraft is probably located quite close to the center line and it is assumed that the value of α _t should be zero instead of the value calculated above and that l _t should be the average distance given by the three middle sectors. (80) If the distance distribution is too large, the microprocessor 26 did not detect the aircraft 12 and it returns to the start of operation in capture mode 62. (81). After calculating the position of the aircraft 12, the system switches to parking mode 400.

Режим парковкиParking mode

Режим парковки, показанный на фиг.4А и 4В, включает четыре фазы: фазу 84 сопровождения, фазу 86 измерения высоты, фазу 404 распознавания контура и фазу 408 распознавания признака самолета. В фазе 84 сопровождения система 10 осуществляет текущий контроль положения приближающегося самолета 12 и снабжает пилота информацией об осевом положении 31 и расстоянии до точки 53 остановки самолета при помощи дисплея 18. Система 10 начинает сопровождать самолет 12 посредством горизонтального сканирования.The parking mode shown in FIGS. 4A and 4B includes four phases: a tracking phase 84, a height measuring phase 86, a loop recognition phase 404, and an aircraft feature recognition phase 408. In the tracking phase 84, the system 10 monitors the position of the approaching aircraft 12 and provides the pilot with information about the axial position 31 and the distance to the stopping point 53 of the aircraft using the display 18. The system 10 begins to track the aircraft 12 through horizontal scanning.

Как показано на фиг.8, в ходе первого сканирования в фазе сопровождения микропроцессор 26 управляет лазерным дальномером 20 таким образом, чтобы посылать лазерные импульсы одиночными угловыми шагами α или, предпочтительно, с интервалами 0,1 градуса между (α_t-α_p-10) и (α_t+α_p+10), где α_t определен при работе в режиме 62 захвата как угловое положение центра отраженных сигналов и α_р - это наибольшее значение углового положения в текущей колонке контуров, которая содержит значения расстояний.As shown in Fig. 8, during the first scan in the tracking phase, the microprocessor 26 controls the laser range finder 20 so as to send laser pulses in single angular steps α or, preferably, at 0.1 degree intervals between (α _t -α _p -10 ) and (α _t + α _p +10), where α _{t is} defined during operation in capture mode 62 as the angular position of the center of the reflected signals and α _p is the largest value of the angular position in the current contour column, which contains the values of the distances.

После первого сканирования совершаются угловые шаги α вперед и назад по одному шагу на принятое от лазерного дальномера значение между (α_s-α_p-10) и (α_s+α_p+10), где a_s - это угловое положение азимута, определенного в ходе предыдущего сканирования.After the first scan, the angular steps α forward and backward are made one step at a value between (α _s -α _p -10) and (α _s + α _p +10) taken from the laser rangefinder, where a _s is the angular position of the azimuth determined during the previous scan.

В фазе 84 сопровождения вертикальный угол β устанавливается на уровне, требуемом для обнаруженного самолета 12 на текущем расстоянии от лазерного дальномера 20, которое получают из Таблицы I эталонных контуров. Колонка текущих контуров - это колонка, представляющая значение положения, которое меньше l_t, но ближе к нему.In the tracking phase 84, the vertical angle β is set to the level required for the detected aircraft 12 at the current distance from the laser rangefinder 20, which is obtained from Table I of the reference contours. The current contour column is a column representing a position value that is less than l _t but closer to it.

Микропроцессор 26 использует расстояние до точки 53 остановки для получения значения вертикального угла для текущего расстояния до самолета по Таблице I контуров. В ходе первого сканирования расстояние l_t, вычисленное при работе в режиме 62 захвата, определяет надлежащую колонку Таблицы I контуров и, таким образом, угол в направлении самолета 12. Для каждого последующего сканирования микропроцессор 26 использует β в колонке Таблицы I контуров, отражающей текущее расстояние до точки 53 остановки. (112)The microprocessor 26 uses the distance to the stopping point 53 to obtain a vertical angle value for the current distance to the aircraft from Table I of the contours. During the first scan, the distance l _t calculated when operating in capture mode 62 determines the appropriate column of the Table I of the contours and, thus, the angle in the direction of the aircraft 12. For each subsequent scan, the microprocessor 26 uses β in the column of the Table I of the contours reflecting the current distance to point 53 stops. (112)

Используя данные сканирований и данные Таблицы I горизонтальных контуров, микропроцессор 26 создает Таблицу II сравнения. Таблица II сравнения является двумерной таблицей с номером импульса или номером углового шага под индексом 91i, присвоенным рядам. Используя этот индекс, можно получить следующую информацию для каждого ряда, представленную в колонках таблицы: l_i92 - измеренное расстояние до объекта для данного углового шага; l_k93 - измеренное значение, компенсированное на скос, вызванный смещением (равное l_i минус величина s_m, суммарное смещение в ходе последнего сканирования минус величина i, умноженное на s_p, среднее смещение в ходе каждого шага при последнем сканировании, то есть l_i-(s_m-is_p)); d_i94 - расстояние между генерированным контуром и эталонным контуром (равное r_ij, значение контура для соответствующего угла на расстоянии j контура минус I_ki); a_i95 - расстояние между носом самолета и измерительным оборудованием (равное r_j50, значение эталонного контура при нуле градусов минус d_i); а_е96 - оценочное расстояние до носа после каждого шага (равное a_m, расстояние до носа в конце последнего сканирования минус величина i, умноженное на s_p); а_d - разность между оценочным и измеренным расстоянием до носа (равная абсолютному значению a_i минус a_e); и Примечание 97, показывающее отраженные сигналы, которые вероятно поступили от самолета.Using the scan data and the data of the Table I of the horizontal circuits, the microprocessor 26 creates a Table II comparison. Comparison table II is a two-dimensional table with a pulse number or an angle step number under the index 91i assigned to the rows. Using this index, you can get the following information for each row, presented in the columns of the table: l _i 92 - measured distance to the object for a given angular step; l _k 93 is the measured value offset by the bevel caused by the displacement (equal to l _i minus the value of s _m , the total displacement during the last scan minus the value i multiplied by s _p , the average displacement during each step at the last scan, that is, l _i - (s _m -is _p )); d _i 94 is the distance between the generated circuit and the reference circuit (equal to r _ij , the value of the circuit for the corresponding angle at the distance j of the circuit minus I _ki ); a _i 95 is the distance between the nose of the aircraft and the measuring equipment (equal to r _j50 , the value of the reference circuit at zero degrees minus d _i ); a _e 96 is the estimated distance to the nose after each step (equal to a _m , distance to the nose at the end of the last scan minus the value i times s _p ); and _d is the difference between the estimated and measured distance to the nose (equal to the absolute value a _i minus a _e ); and Note 97, showing the reflected signals that probably came from the aircraft.

В ходе первого сканирования в фазе 84 сопровождения система 10 использует колонку горизонтального контура, представляющую положение самолета j, которое меньше, но наиболее близко к значению l_t. Для каждого нового сканирования выбрана колонка контура, чье значение меньше, но наиболее близко к (а_m-s_m), где a_m - это последнее измеренное расстояние до самолета 12 и s_m - это смещение самолета в ходе последнего сканирования. Кроме того, значения контура сдвигаются в боковом направлении на α_s для компенсации на положение самолета в боковом направлении. (112)During the first scan in tracking phase 84, system 10 uses a horizontal contour column representing the position of aircraft j, which is smaller but closest to l _t . For each new scan, a contour column is selected whose value is less, but closest to (a _m -s _m ), where a _m is the last measured distance to aircraft 12 and s _m is the aircraft displacement during the last scan. In addition, the contour values are laterally shifted by α _s to compensate for the lateral position of the aircraft. (112)

В ходе каждого сканирования микропроцессор 26 также генерирует Таблицу распределения расстояния (DDT). Эта таблица содержит распределение значения s_i при их появлении в Таблице II сравнения. Таким образом, Таблица распределения расстояния имеет запись, представляющую количество появлений каждого значения a_i в Таблице II сравнения с приращениями на 1 метр от 10 до 100 метров.During each scan, the microprocessor 26 also generates a Distance Distribution Table (DDT). This table contains the distribution of the values of s _i when they appear in Table II comparison. Thus, the Distance Distribution Table has a record representing the number of occurrences of each a _i value in Table II of the comparison with increments of 1 meter from 10 to 100 meters.

После каждого сканирования система 10 использует Таблицу распределения расстояния для вычисления среднего расстояния a_m до надлежащей точки 53 остановки. Микропроцессор 26 просматривает данные в Таблице распределения расстояния для обнаружения двух соседних записей в Таблице распределения расстояния, сумма значений которых является наибольшей. Микропроцессор 26 затем помечает колонку Примечание 97 в Таблице II сравнения в каждом ряду, содержащем запись для a_i, соответствующую любому из двух рядов Таблицы распределения расстояния, имеющих наибольшую сумму. (114)After each scan, system 10 uses the Distance Distribution Table to calculate the average distance a _m from the proper stopping point 53. The microprocessor 26 looks at the data in the Distance Distribution Table to find two adjacent entries in the Distance Distribution Table, the sum of the values of which is the largest. The microprocessor 26 then marks the column Note 97 in Table II of the comparison in each row containing an entry for a _i corresponding to either of the two rows of the Distance Distribution Table having the largest sum. (114)

Система 10 затем определяет боковое отклонение при смещении. Сначала микропроцессор 26 устанавливает:System 10 then determines the lateral deflection at offset. First, the microprocessor 26 sets:

2d=α_макс-α_мин, 2d = α _max -α _min,

где α_макс и α_мин являются наивысшим и наименьшим значениями α для непрерывного помеченного блока значений d_j в таблице II сравнения. Кроме того, микропроцессор 26 вычисляет:where α _max and α _min are the highest and smallest values of α for the continuously labeled block of values of d _j in comparison table II. In addition, the microprocessor 26 calculates:

для верхней половины помеченного d_j в блоке и:for the upper half of the marked d _j in the block and:

для нижней половины блока. С использованием Y₁ и Y₂ вычисляется "а" (116):for the lower half of the block. Using Y ₁ and Y ₂ , "a" is calculated (116):

a=kx(Y₁-Y₂)/d²,a = kx (Y ₁ -Y ₂ ) / d ² ,

где k задан эталонным контуром. Если "а" превышает заданное значение, предпочтительно, установлено как единица, предполагается, что существует боковое отклонение, приблизительно равное "а". Затем колонка l_i Таблицы II сравнения сдвигается на "а" шагов и Таблица II сравнения пересчитывается. Процесс продолжается, пока "а" не будет меньше эмпирически установленного значения, предпочтительно единицы. Суммарный сдвиг α_s колонки l_i считается равным боковому отклонению или смещению. (116) Если боковое смещение больше заданного значения, предпочтительно установленного как единица, контур корректируется в боковом направлении до следующего сканирования. (118, 120)where k is given by the reference circuit. If "a" exceeds a predetermined value, preferably set to one, it is assumed that there is a lateral deviation approximately equal to "a". Then the column l _{i of} Table II of comparison is shifted by "a" steps and Table II of comparison is recalculated. The process continues until “a” is less than an empirically determined value, preferably one. The total shift α _{s of the} column l _i is considered equal to the lateral deviation or offset. (116) If the lateral displacement is greater than a predetermined value, preferably set to unity, the contour is corrected laterally until the next scan. (118, 120)

После проверки бокового смещения микропроцессор 26 выполняет суммарную коррекцию контура в боковом направлении, который соответствует положению 31 самолета 12 в боковом направлении на дисплее 18. (122)After checking the lateral displacement, the microprocessor 26 performs a total correction of the contour in the lateral direction, which corresponds to the position 31 of the aircraft 12 in the lateral direction on the display 18. (122)

Микропроцессор 26 затем вычисляет расстояние a_m до носа самолетаThe microprocessor 26 then calculates the distance a _m from the nose of the aircraft

а_m=∑ (помеченные a_i)/N,and _m = ∑ (labeled a _i ) / N,

где N - это суммарное количество помеченных a_i. По a_m микропроцессор 26 может вычислить расстояние от самолета 12 до точки 53 остановки посредством вычитания расстояния от лазерного дальномера 20 до точки 53 остановки из расстояния до носа самолета. (124)where N is the total number of labeled a _i . From a _{m, the} microprocessor 26 can calculate the distance from the aircraft 12 to the stopping point 53 by subtracting the distance from the laser range finder 20 to the stopping point 53 from the distance to the nose of the aircraft. (124)

После вычисления расстояния до точки 53 остановки микропроцессор 26 вычисляет среднее смещение s_m в ходе последнего сканирования. Смещение в ходе последнего сканирования вычисляется как:After calculating the distance to the stopping point 53, the microprocessor 26 calculates the average displacement s _m during the last scan. The offset during the last scan is calculated as:

S_m=a_m-1-a_m,S _m = a _m-1 -a _m ,

где а_m-1 и а_m относятся к последним двум сканированиям. Для первого сканирования в фазе 84 сопровождения S_m установлено как 0.where a _m-1 and a _m refer to the last two scans. For the first scan in tracking phase 84, S _{m is} set to 0.

Среднее смещение в ходе каждого шага вычисляется как:The average displacement during each step is calculated as:

S_р=S_m/P,S _p = S _m / P,

где Р - это суммарное количество шагов за цикл последнего сканирования.where P is the total number of steps per cycle of the last scan.

Микропроцессор 26 будет информировать пилота о расстоянии до точки 53 остановки путем ее отображения на дисплейном блоке 18, 29. Благодаря отображению расстояния до точки 29, 53 остановки после каждого сканирования пилот принимает постоянно обновляемую информацию в реальном масштабе времени о том, на каком удалении самолет 12 находится от остановки.The microprocessor 26 will inform the pilot of the distance to the stopping point 53 by displaying it on the display unit 18, 29. By displaying the distance to the stopping point 29, 53 after each scan, the pilot receives constantly updated information in real time on what distance the aircraft 12 located from the stop.

Если самолет 12 находится в отображаемом районе 52, его положение в боковом 31 и продольном 29 направлениях отображается на дисплее 18. (126, 128) Когда микропроцессор 26 отображает положение самолета 12, фаза сопровождения заканчивается.If the aircraft 12 is in the displayed area 52, its position in the lateral 31 and longitudinal 29 directions is shown on the display 18. (126, 128) When the microprocessor 26 displays the position of the aircraft 12, the tracking phase ends.

Когда микропроцессор 26 завершил фазу сопровождения, он подтверждает, что сопровождение не было потеряно посредством проверки того, что суммарное количество помеченных рядов, деленное на суммарное количество измеренных значений или отраженных сигналов в ходе последнего сканирования больше 0,5. (83) Другими словами, если более 50% отраженных сигналов не соответствует эталонному контуру, сопровождение потеряно. Если сопровождение потеряно и самолет 12 находится более чем в 12 метрах от точки остановки, система 10 возвращается к работе в режиме 62 захвата. (85) Если сопровождение потеряно и самолет 12 находится в 12 метрах или менее от точки 53 остановки, система 10 включает сигнал остановки для информирования пилота о потере сопровождения. (85, 87).When the microprocessor 26 has completed the tracking phase, it confirms that the tracking was not lost by verifying that the total number of marked rows divided by the total number of measured values or reflected signals during the last scan is greater than 0.5. (83) In other words, if more than 50% of the reflected signals do not match the reference circuit, tracking is lost. If tracking is lost and aircraft 12 is more than 12 meters from the stopping point, system 10 returns to capture mode 62. (85) If escort is lost and the aircraft 12 is 12 meters or less from the stopping point 53, system 10 turns on a stop signal to inform the pilot of the loss of escort. (85, 87).

Если сопровождение не потеряно, микропроцессор 26 определяет, была ли определена высота носа. (13) Если высота еще не была определена, микропроцессор 26 вступает в фазу 86 измерения высоты. Если высота уже была определена, микропроцессор 26 проверяет, был ли определен (402) контур.If accompaniment is not lost, the microprocessor 26 determines whether the height of the nose has been determined. (13) If the height has not yet been determined, the microprocessor 26 enters the height measurement phase 86. If the height has already been determined, the microprocessor 26 checks whether the circuit (402) has been determined.

В фазе измерения высоты, показанной на фиг.9, микропроцессор 26 определяет высоту носа, направляя лазерный дальномер 20 для вертикального сканирования. Значение высоты носа используется системой для обеспечения того, чтобы горизонтальное сканирование осуществлялось через оконечность носа.In the height measurement phase shown in FIG. 9, the microprocessor 26 determines the height of the nose by guiding the laser range finder 20 for vertical scanning. The nose height value is used by the system to ensure that horizontal scanning is done through the tip of the nose.

Для определения высоты носа микропроцессор 26 устанавливает β на заданное значение β_макс и затем шагами понижает его с интервалами в 0,1 градуса по одному на принятый/отраженный импульс, пока оно не достигнет β_мин, то есть другого заданного значения. β_мин и Р_макс заданы при инсталляции и в типичном варианте составляют -20 и 30 градусов соответственно. После того как β достигло значения β_мин, микропроцессор 26 управляет шаговыми электродвигателями 24, 25, пока оно не достигнет значения β_макс. Это вертикальное сканирование выполняется при α, установленном на значение α_s, то есть азимутальное положение при предшествовавшем сканировании.To determine the height of the nose, the microprocessor 26 sets β to a predetermined value of β _max and then steps down it at intervals of 0.1 degrees, one per received / reflected pulse, until it reaches β _min , that is, another set value. β _min and P _{max are} set during installation and are typically -20 and 30 degrees, respectively. After β reaches β _min , microprocessor 26 controls the stepper motors 24, 25 until it reaches β _max. This vertical scan is performed with α set to α _s , that is, the azimuthal position in the previous scan.

Используя измеренное расстояние до самолета, микропроцессор 26 выбирает колонку в таблице вертикального контура, которая наиболее близка к измеренному расстоянию. (140) Используя данные сканирования и данные из таблицы вертикального контура, микропроцессор 26 создает таблицу сравнения, показанную здесь как Таблица II. Таблица II также является двумерной таблицей с номером импульса или номером углового шага под индексом 91 i, присвоенным рядам. Используя этот индекс, может быть получена следующая информация для каждого ряда, представленная как колонки в таблице: l_i92 - это измеренное расстояние до объекта в ходе этого углового шага, l_ki93 - это измеренное значение, компенсированное на скос, вызванный смещением (равное l_i минус величина S_m, то есть суммарное смещение в ходе последнего сканирования, минус величина 1, умноженная на s_p, то есть среднее смещение в ходе каждого шага при последнем сканировании), d_i94 - это расстояние между генерированным контуром и эталонным контуром (равное r_ij, то есть значение контура для соответствующего угла на расстоянии j для этого контура минус l_ki), a_i95 - это расстояние между носом самолета и измерительным оборудованием, равное r_j50, то есть значению эталонного контура при нуле градусов минус d_i), а_е96 - это оценочное расстояние до носа после каждого шага (равное a_m, то есть расстоянию до носа в конце последнего сканирования, минус величина i, умноженное на s_p), а_d - это разность между оценочным и измеренным расстоянием до носа (равная абсолютному значению a_i минус a_e), и Примечание 97, показывающее отраженные сигналы, которые вероятно вызваны самолетом 12.Using the measured distance to the aircraft, the microprocessor 26 selects a column in the vertical contour table that is closest to the measured distance. (140) Using the scan data and the data from the vertical contour table, the microprocessor 26 creates a comparison table shown here as Table II. Table II is also a two-dimensional table with a pulse number or an angle step number under the index 91 i assigned to the rows. Using this index, the following information can be obtained for each row, presented as columns in the table: l _i 92 is the measured distance to the object during this angular step, l _ki 93 is the measured value offset by the bevel caused by the displacement (equal to l _i minus the value of S _m , that is, the total offset during the last scan, minus 1 multiplied by s _p , that is, the average offset during each step during the last scan), d _i 94 is the distance between the generated circuit and the reference circuit (equal to r _{i j} , that is, the value of the contour for the corresponding angle at a distance j for this contour minus l _ki ), a _i 95 is the distance between the nose of the aircraft and the measuring equipment equal to r _j50 , that is, the value of the reference contour at zero degrees minus d _i ), a _e 96 is the estimated distance to the nose after each step (equal to a _m , that is, the distance to the nose at the end of the last scan, minus the value i times s _p ), and _d is the difference between the estimated and measured distance to the nose ( equal to the absolute value of a _i minus a _e), and Note 97, showing e echoes that are likely caused by the aircraft 12.

В ходе каждого сканирования микропроцессор 26 также генерирует Таблицу распределения расстояния (DDT). Эта таблица содержит распределение значений a_i, когда они появляются в Таблице II. Таким образом, Таблица распределения расстояния имеет запись, представляющую количество появлений каждого значения a_i в Таблице II с приращениями в 1 метр от 10 до 100 метров.During each scan, the microprocessor 26 also generates a Distance Distribution Table (DDT). This table contains the distribution of the values of a _i when they appear in Table II. Thus, the Distance Distribution Table has a record representing the number of occurrences of each a _i value in Table II with increments of 1 meter from 10 to 100 meters.

После каждого сканирования система 10 использует Таблицу распределения расстояния для вычисления среднего расстояния a_m до надлежащей точки 53 остановки. Микропроцессор 26 просматривает данные в Таблице распределения расстояния для обнаружения двух соседних записей в Таблице распределения расстояния, сумма значений которых является наибольшей. Микропроцессор 26 затем делает отметку в колонке Примечание 97 в Таблице II для каждого ряда, содержащего запись для a_i, соответствующую любому из двух рядов в Таблице распределения расстояния, имеющих наибольшую сумму. (142)After each scan, system 10 uses the Distance Distribution Table to calculate the average distance a _m from the proper stopping point 53. The microprocessor 26 looks at the data in the Distance Distribution Table to find two adjacent entries in the Distance Distribution Table, the sum of the values of which is the largest. The microprocessor 26 then makes a mark in the Note 97 column in Table II for each row containing an entry for a _i corresponding to either of the two rows in the Distance Distribution Table having the largest sum. (142)

После завершения вычисления среднего расстояния до надлежащей точки 53 остановки микропроцессор 26 вычисляет среднее смещение в ходе последнего сканирования, то есть s_m. Смещение в ходе последнего сканирования вычисляется как:After calculating the average distance to the proper stopping point 53, the microprocessor 26 calculates the average displacement during the last scan, that is, s _m . The offset during the last scan is calculated as:

s_m=a_m-1-a_m,s _m = a _m-1 -a _m ,

где а_m-1 и a_m относятся к последним двум сканированиям. Для первого сканирования в фазе 84 сопровождения s_m устанавливается на 0. Среднее смещение s_p в ходе каждого шага вычисляется как:where a _m-1 and a _m refer to the last two scans. For the first scan in tracking phase 84, s _{m is} set to 0. The average displacement s _p during each step is calculated as:

s_p=s_m/Р,s _p = s _m / P,

где Р - это суммарное количество шагов в цикле последнего сканирования.where P is the total number of steps in the cycle of the last scan.

Вычисление фактической высоты носа выполняется сложением номинальной высоты носа, то есть заданной высоты носа ожидаемого незагруженного самолета, и вертикального отклонения или отклонения по высоте. Следовательно, для определения высоты носа система 10 сначала определяет вертикальное отклонение или отклонение по высоте. (144) Вертикальное отклонение вычисляется установкой:The calculation of the actual nose height is performed by adding the nominal nose height, that is, the specified nose height of the expected unloaded airplane, and the vertical deviation or height deviation. Therefore, to determine the height of the nose, the system 10 first determines the vertical deviation or deviation in height. (144) The vertical deviation is calculated by setting:

2d=β_макс-β_мин 2d = β _max- β _min

где β_макс и β_мин - это наивысшее и наименьшее значения β для непрерывного помеченного блока значений d_i в Таблице II сравнения. Кроме того, микропроцессор 26 вычисляет:where β _max and β _min are the highest and smallest β values for the continuously labeled block of d _i values in Table II of the comparison. In addition, the microprocessor 26 calculates:

для верхней половины помеченного d_i в блоке иfor the upper half of the marked d _i in the block and

для нижней половины блока. С использованием Y₁ и Y₂ вычисляется "а":for the lower half of the block. Using Y ₁ and Y ₂ , "a" is calculated:

a=kx(Y₁-Y₂)/d²,a = kx (Y ₁ -Y ₂ ) / d ² ,

где k задан эталонным контуром. Если "а" превышает заданное значение, предпочтительно единицу, считается, что существует вертикальное отклонение, приблизительно равное "а". Колонка l_i затем сдвигается на "а" шагов. Таблица II сравнения отображается заново и "а" пересчитывается. Этот процесс продолжается, пока "а" не станет меньше заданного значения, предпочтительно единицы. Суммарный сдвиг β_s колонки l_i считается равным отклонению по высоте. (144) Значения β_j в Таблице II сравнения затем корректируются как β_j+Δβ_j, где отклонение Δβ_j по высоте равно:where k is given by the reference circuit. If "a" exceeds a predetermined value, preferably unity, it is believed that there is a vertical deviation approximately equal to "a". Column l _i then moves by a step. Comparison table II is displayed again and "a" is recalculated. This process continues until “a” is less than a predetermined value, preferably unity. The total shift β _{s of the} column l _i is considered equal to the deviation in height. (144) The values of β _j in Table II of comparison are then adjusted as β _j + Δβ _j , where the deviation of Δβ _j in height is:

Δβ_j=β_s×(a_mβ+a_s)/(a_j+a_s)Δβ _j = β _s × (a _mβ + a _s ) / (a _j + a _s )

и где a_mβ - это действительное значение а_m, когда было вычислено значение β_s.and where a _mβ is the actual value of a _m when the value of β _s was calculated.

Когда отклонение по высоте определено, микропроцессор 26 проверяет, больше ли оно, чем заданное значение, предпочтительно единица. (146) Если отклонение больше, чем это значение, микропроцессор 26 корректирует контур по вертикали в соответствии со смещением. (148) Микропроцессор 26 сохраняет корректировку по вертикали как отклонение от номинальной высоты носа. (150) Фактической высотой носа самолета является номинальная высота носа плюс отклонение.When the height deviation is determined, the microprocessor 26 checks whether it is greater than the set value, preferably one. (146) If the deviation is greater than this value, the microprocessor 26 corrects the contour vertically in accordance with the offset. (148) The microprocessor 26 stores the vertical adjustment as a deviation from the nominal nose height. (150) The actual nose height of the aircraft is the nominal nose height plus deviation.

Если высота носа определена или когда отработана фаза 86 измерения высоты, микропроцессор 26 вступает в фазу опознавания, показанную на фиг.10. (133, 88) В фазе 88 опознавания микропроцессор 26 создает Таблицу II сравнения для отражения результатов еще одного вертикального сканирования и содержания таблицы контуров. (152, 154) Еще одно вертикальное сканирование выполняется в фазе 88 опознавания, поскольку предшествующее сканирование могло дать достаточно данных для определения высоты, но не достаточно для опознавания. Фактически может потребоваться выполнение нескольких сканирований до того, как может быть получено уверенное опознавание. После вычисления (156) вертикального смещения, проверки (158) того, что оно не слишком велико, и коррекции (160) контура по вертикали в соответствии со смещением, пока смещение не уменьшится до уровня, который ниже заданного значения, предпочтительно единицы, микропроцессор 26 вычисляет среднее расстояние между помеченными отраженными сигналами и контуром и среднее расстояние между помеченными отраженными сигналами и этим средним расстоянием. (162)If the nose height is determined or when the height measurement phase 86 is completed, the microprocessor 26 enters the recognition phase shown in FIG. 10. (133, 88) In the recognition phase 88, the microprocessor 26 creates a comparison table II to reflect the results of another vertical scan and the contents of the contour table. (152, 154) Another vertical scan is performed in the recognition phase 88, since the previous scan could provide enough data for determining the height, but not enough for recognition. In fact, several scans may be required before reliable identification can be obtained. After calculating (156) the vertical displacement, verifying (158) that it is not too large, and correcting (160) the vertical contour in accordance with the displacement, until the displacement decreases to a level that is lower than a predetermined value, preferably unity, the microprocessor 26 calculates the average distance between the marked reflected signals and the contour and the average distance between the marked reflected signals and this average distance. (162)

Среднее расстояние d_m между измеренным и скорректированным контуром и отклонение Т от среднего расстояния вычисляются после выполнения вертикального и горизонтального сканирований следующим образом:The average distance d _m between the measured and corrected contour and the deviation T from the average distance are calculated after performing vertical and horizontal scans as follows:

d_m=∑d_i/Nd _m = ∑d _i / N

T=∑|d_i-d_m|/NT = ∑ | d _i -d _m | / N

Если Т меньше заданного значения, предпочтительно - 5 для обоих контуров, самолет 12 считается самолетом надлежащего типа при условии, что принято достаточное количество отраженных сигналов. (164) Определение, получено ли достаточное количество отраженных сигналов, основано на:If T is less than a predetermined value, preferably 5 for both loops, aircraft 12 is considered an aircraft of the proper type, provided that a sufficient number of reflected signals are received. (164) Determining whether a sufficient number of reflected signals are received is based on:

N/размер>0,75,N / Size> 0.75,

где N - это количество "признанных действительными" отраженных сигналов и "размер" - это максимальное возможное количество значений. Если самолет 12 не является самолетом надлежащего типа, микропроцессор включает 136 сигнал остановки и приостанавливает работу в режиме 400 парковки.where N is the number of "recognized" reflected signals and "size" is the maximum possible number of values. If aircraft 12 is not an aircraft of the proper type, the microprocessor turns on the 136 stop signal and pauses parking mode 400.

Если контур определен (402) или когда отработана фаза (404) определения контура, микропроцессор 26 определяет, опознан ли (406) признак самолета. Если нет, начинается фаза (408) определения признака самолета, показанная на фиг.11 и 12.If the loop is detected (402) or when the loop determination phase (404) is completed, microprocessor 26 determines whether the airplane feature is recognized (406). If not, the airplane feature determination phase (408) begins, shown in FIGS. 11 and 12.

Для проверки соответствия признака отраженные сигналы должны возвратиться от района, где расположен двигатель ожидаемого самолета. Когда существует некоторая неопределенность в измерении, могут возникать отраженные сигналы, которые фактически приходят от двигателя, но воспринимаются как приходящие снаружи от двигателя. Таким образом должно быть ограничено пространство Vi, названное внутренним объемом или активным объемом вокруг двигателя, чтобы отраженные сигналы, поступающие из Vi, рассматривались как исходящие от двигателя. На фиг.12 показан образец Vi вокруг двигателя 13 самолета 12.To verify compliance of the sign, the reflected signals must return from the area where the engine of the expected aircraft is located. When there is some uncertainty in the measurement, reflected signals may occur that actually come from the engine but are perceived as coming from outside the engine. Thus, the Vi space, called the internal volume or the active volume around the engine, must be limited so that the reflected signals coming from Vi are considered to be coming from the engine. 12 shows a sample Vi around the engine 13 of the aircraft 12.

Двигатель отличается тем, что при горизонтальном сканировании существует отражающая поверхность, окруженная свободным пространством. Для того чтобы иметь возможность видеть различия между двигателем и, например, крылом, должно быть ограничено еще одно пространство Vo вокруг двигателя, откуда не должно поступать (или поступать очень мало) отраженных сигналов. Пространство Vo названо внешним объемом или пассивным объемом. На фиг.12 также показан образец Vo вокруг Vi.The engine is characterized in that when scanning horizontally, there is a reflective surface surrounded by free space. In order to be able to see the differences between the engine and, for example, the wing, one more Vo space around the engine should be limited, from where the reflected signals should not come (or receive very little). The space Vo is called external volume or passive volume. 12 also shows a Vo pattern around Vi.

Двигатель задан его координатами (dx, dy, dz) центра передней стороны относительно носа и его диаметром D. Эти параметры хранятся в базе данных для всех типов воздушных судов.The engine is set by its coordinates (dx, dy, dz) of the center of the front side relative to the nose and its diameter D. These parameters are stored in a database for all types of aircraft.

Vi и Vo заданы распространением в боковом направлении (направление х) и в продольном направлении (направление z) от этого центра двигателя. Вертикальное положение двигателя задано как (высота носа + dy).Vi and Vo are given by lateral propagation (x-direction) and longitudinally (z-direction) from this center of the engine. The vertical position of the engine is set as (nose height + dy).

Для двигателя на крыле Vi и Vo заданы следующими диапазонами координат:For the wing engine, Vi and Vo are specified with the following coordinate ranges:

Vi:Vi:

направление х: ±(D/2+1 м)x direction: ± (D / 2 + 1 m)

направление z: +3 м, -1 мz direction: +3 m, -1 m

Vo:Vo:

направление х: ±2 м от Vix direction: ± 2 m from Vi

направление z: ±1,5 м от Viz direction: ± 1.5 m from Vi

Для двигателей в хвостовой части определение аналогичное за исключением Vo в направлении х, которое задано как +2 м от Vi. В противном случае, отраженные сигналы от фюзеляжа могли бы поступать из Vo и признак бы не удовлетворял требованиям.For engines in the rear, the definition is similar with the exception of Vo in the x direction, which is defined as +2 m from Vi. Otherwise, the reflected signals from the fuselage could come from Vo and the sign would not satisfy the requirements.

В конечном итоге, признаком является:Ultimately, the symptom is:

Vi/(Vi+Vo)>0,7Vi / (Vi + Vo)> 0.7

Пороговое значение 0,7 признака определено эмпирическим путем. Таким образом, выше даны пределы для Vi и Vo. В данный момент эти значения подобраны так, что нежелательные ошибки опознавания исключены и они отличаются только в зависимости от того, находится ли двигатель на крыле или на хвостовой части. По мере накопления данных они будут корректироваться, вероятно, по-разному для разных типов воздушных судов для достижения все лучшего и лучшего опознавания.The threshold value of 0.7 trait is determined empirically. Thus, the limits for Vi and Vo are given above. At the moment, these values are selected so that unwanted recognition errors are excluded and they differ only depending on whether the engine is on the wing or on the tail. As data accumulates, they will probably be adjusted differently for different types of aircraft to achieve better and better recognition.

В фазе 408 опознавания признака самолета применяются указанные выше принципы, как показано в схеме последовательности операций на фиг.11. Когда начинается фаза опознавания признака самолета, лазерный дальномер наводится на двигатель или другой избранный признак самолета в ходе операции 1102. В ходе операции 1104 обнаруживается ряд отраженных сигналов из Vi и в ходе операции 1106 обнаруживается ряд отраженных сигналов из Vo. В ходе операции 1108 определяют, превышает ли Vi/(Vi+Vo) пороговое значение. Если да, то обозначается, что признак самолета соответствует ожидаемому (ОК) в ходе операции 1110. В противном случае обозначается, что признак самолета не соответствует ожидаемому (не ОК) в ходе операции 1112.In the aircraft feature recognition phase 408, the above principles are applied as shown in the flowchart of FIG. 11. When the airplane sign recognition phase begins, a laser range finder is aimed at the engine or other selected airplane sign in step 1102. In step 1104, a series of reflected signals from Vi are detected and in step 1106 a series of reflected signals from Vo is detected. At operation 1108, it is determined whether Vi / (Vi + Vo) exceeds a threshold value. If yes, then it is indicated that the sign of the aircraft corresponds to the expected (OK) during step 1110. Otherwise, it is indicated that the sign of the plane does not correspond to the expected (not OK) during step 1112.

Если признак самолета определен (406) или когда фаза опознавания признака завершена (408), микропроцессор 26 определяет (410), опознан ли самолет 12. Если самолет 12 был опознан, микропроцессор 26 проверяет, достиг ли самолет 12 положения остановки. (412) Если положение остановки достигнуто, микропроцессор 26 включает сигнал остановки, при котором система 10 завершает работу в режиме 400 парковки. (414) Если самолет 12 не достиг положения остановки, микропроцессор 26 возвращается к фазе 84 сопровождения.If an airplane feature is detected (406) or when the feature recognition phase is completed (408), microprocessor 26 determines (410) whether airplane 12 is recognized. If airplane 12 has been identified, microprocessor 26 checks to see if airplane 12 has reached a stop position. (412) If the stop position is reached, the microprocessor 26 turns on the stop signal at which the system 10 exits in the parking mode 400. (414) If the aircraft 12 has not reached the stop position, the microprocessor 26 returns to tracking phase 84.

Если самолет 12 не опознан, микропроцессор 26 проверяет, находится ли самолет на расстоянии, меньшем или равном 12 метрам от положения 53 остановки. (416) Если самолет 12 находится на расстоянии не более 12 метров от положения 53 остановки, система 10 включает сигнал остановки для информирования пилота о том, что опознавание не удалось. (418) После отображения сигнала остановки система 10 выключается.If aircraft 12 is not recognized, microprocessor 26 checks to see if the aircraft is less than or equal to 12 meters from stop position 53. (416) If the aircraft 12 is no more than 12 meters from the stop position 53, the system 10 turns on a stop signal to inform the pilot that the recognition failed. (418) After the stop signal is displayed, system 10 shuts down.

Если самолет 12 находится более чем в 12 метрах от положения 53 остановки, микропроцессор 26 возвращается к фазе 84 сопровождения.If the aircraft 12 is more than 12 meters from the stopping position 53, the microprocessor 26 returns to tracking phase 84.

В одном возможном варианте осуществления изобретения в качестве признака самолета используется номинальное расстояние (в продольном и боковом направлениях) от носа до двигателя. В этом варианте парковка прекращается, если расстояние от носа до двигателя, измеренное в ходе операции 408, более чем на два метра короче, чем это расстояние у ожидаемого самолета. Если разность находится в пределах двух метров, то все же можно безопасно принять самолет неожидаемого типа. В этом случае, если запас безопасности между двигателем и конструкциями выхода аэропорта составляет три метра для ожидаемого типа самолета, запас безопасности для другого типа самолета все же составляет, по меньшей мере, один метр. Испытания показали, что местоположение двигателя может определяться с точностью ±1 метр и что высота носа может определяться с точностью ±0,5 метра.In one possible embodiment of the invention, a nominal distance (in the longitudinal and lateral directions) from the nose to the engine is used as a feature of the aircraft. In this embodiment, parking is terminated if the distance from the nose to the engine, measured during operation 408, is more than two meters shorter than that of the expected aircraft. If the difference is within two meters, then you can still safely accept an unexpected type of aircraft. In this case, if the safety margin between the engine and the airport exit structures is three meters for the expected type of aircraft, the safety margin for the other type of aircraft is still at least one meter. Tests have shown that the location of the engine can be determined with an accuracy of ± 1 meter and that the height of the nose can be determined with an accuracy of ± 0.5 meters.

На фиг.13 показано номинальное расстояние от носа до двигателя самолета 12. Расстояние от носа самолета до его двигателя 13 представляет особый интерес, поскольку двигатель 13 находится в таком положении, что неправильное опознавание может привести к столкновению между двигателем 13 и компонентом выхода аэропорта. Также показаны передний и задний пределы допусков для расположения двигателя 13, которые определяют протяженность вперед и назад объема Vi.13 shows the nominal distance from the nose to the engine of the aircraft 12. The distance from the nose of the aircraft to its engine 13 is of particular interest since the engine 13 is in such a position that incorrect recognition can lead to a collision between the engine 13 and the airport exit component. The front and rear tolerances for the arrangement of the engine 13 are also shown, which determine the extent of the forward and backward volume of the volume Vi.

На фиг.14 показано применение описанной выше процедуры опознавания и, в частности, показано, что может происходить, если система настроена для ожидаемого самолета 12А, но к выходу аэропорта пытаются парковать другой самолет 12В. Если к выходу аэропорта допущен самолет 12В типа, отличающегося от типа ожидаемого самолета 12А, самолет 12В будет остановлен так, что его нос будет находиться в том же положении, в котором бы находился нос остановленного ожидаемого самолета 12А. В результате запас безопасности, которым является расстояние от двигателя до ближайшего компонента выхода аэропорта, такого как телескопический трап 15 для пассажиров, является разным для самолетов 12А и 12В, если расстояния от носа до двигателя для этих самолетов разные. Как можно видеть на фиг.14, запас безопасности для самолета 12В равен запасу безопасности для самолета 12А минус разность расстояний от носа до двигателя. Например, если запас безопасности для самолета 12А составляет 3 метра и расстояние от носа до двигателя у самолета 12В на 3,5 метра короче, чем у самолета 12А, двигатель 13В самолета 12В столкнется с телескопическим трапом 15. Таким образом, если самолеты всех типов, у которых расстояние от носа до двигателя слишком мало по сравнению с этим расстоянием у ожидаемого самолета 12А, будут остановлены, то есть не допущены к выходу аэропорта, запас безопасности может всегда поддерживаться на допустимом уровне.On Fig shows the application of the identification procedure described above and, in particular, shows what can happen if the system is configured for the expected aircraft 12A, but another aircraft 12B is being tried to park at the airport exit. If an aircraft 12B of a type different from the type of expected aircraft 12A is allowed to exit the airport, aircraft 12B will be stopped so that its nose is in the same position as the nose of the stopped expected aircraft 12A. As a result, the safety margin, which is the distance from the engine to the nearest exit component of the airport, such as the telescopic ladder 15 for passengers, is different for aircraft 12A and 12V, if the distance from the nose to the engine for these aircraft is different. As can be seen in FIG. 14, the safety margin for aircraft 12B is equal to the safety margin for aircraft 12A minus the difference in distance from the nose to the engine. For example, if the safety margin for aircraft 12A is 3 meters and the distance from the nose to the engine of aircraft 12B is 3.5 meters shorter than that of aircraft 12A, engine 13B of aircraft 12B will collide with telescopic ramp 15. Thus, if all types of aircraft in which the distance from the nose to the engine is too small compared with that of the expected aircraft 12A, they will be stopped, that is, not allowed to exit the airport, the safety margin can always be maintained at an acceptable level.

Теперь будет рассмотрена ситуация, когда самолет находится под углом относительно системы 10 наведения при парковке. Как показано на фиг.15А, первый самолет 12С может быть правильно выровненным относительно системы 10 наведения при парковке, тогда как второй самолет 12D может отклоняться от линии правильного выравнивания на угол γ рыскания. В общих чертах описание технического решения, используемого в такой ситуации, сводится к тому, что определяют угол рыскания самолета и контур поворачивают так, чтобы он соответствовал углу рыскания.Now we will consider the situation when the plane is at an angle relative to the guidance system 10 when parking. As shown in FIG. 15A, the first aircraft 12C may be correctly aligned with the parking guidance system 10, while the second aircraft 12D may deviate from the correct alignment line by the yaw angle γ. In general terms, the description of the technical solution used in such a situation boils down to determining the yaw angle of the aircraft and turning the contour so that it corresponds to the yaw angle.

На фиг.15 показана схема последовательности операций при таком техническом решении. В ходе операции 1502 полярные координаты отраженных сигналов, возвратившихся от самолета, преобразуются в прямоугольную систему координат. В ходе операции 1504 вычисляется угол рыскания. В ходе операции 1506 контур отраженных сигналов поворачивается. В ходе операции 1508 уже описанным способом обнаруживаются идентификационные характеристики.On Fig shows a sequence diagram of operations with such a technical solution. During operation 1502, the polar coordinates of the reflected signals returned from the aircraft are converted to a rectangular coordinate system. In operation 1504, a yaw angle is calculated. During operation 1506, the echo path is rotated. During operation 1508, the identification characteristics are detected by the method already described.

Операция 1502 выполняется следующим образом. Координаты отраженного сигнала, принятого от самолета, преобразуются из полярных координат (α_j, r_j) в прямоугольную систему координат (x_j, y_j) с началом координат на оконечности носа (α_носа, α_носа) и с осью у вдоль линии от лазерного блока через оконечность носа:Operation 1502 is performed as follows. The coordinates of the reflected signal received from the aircraft are converted from polar coordinates (α _j , r _j ) into a rectangular coordinate system (x _j , y _j ) with the origin at the tip of the nose (α _nose , α _nose ) and with the y axis along the line from laser block through the tip of the nose:

x_j=r_jsinα_j x _j = r _j sinα _j

y_j=r_jcos_j-r_носа.y _j = r _j cos _j -r _nose .

Операция 1504 выполняется способом, который будет изложен со ссылками на фиг.16 и 17. Фиг.16 изображает схему, показывающую геометрию линий регрессии по обе стороны от оконечности носа. На фиг.17 показана схема последовательности операций в алгоритме. Алгоритм основан на линиях регрессии, вычисленных для отраженных сигналов в ограниченном районе позади оконечности носа. Если существует достаточное количество отраженных сигналов по обе стороны от носа, то угол рыскания вычисляется по разности углов между линиями регрессии. Если может быть вычислена только одна линия регрессии для одной стороны носа, например, вследствие наличия угла рыскания, то угол рыскания вычисляется по разности углов между этой линией регрессии и соответствующей частью эталонного контура.Operation 1504 is performed in a manner that will be described with reference to FIGS. 16 and 17. FIG. 16 is a diagram showing the geometry of regression lines on either side of the tip of the nose. On Fig shows a diagram of a sequence of operations in the algorithm. The algorithm is based on regression lines calculated for reflected signals in a limited area behind the tip of the nose. If there is a sufficient number of reflected signals on both sides of the nose, then the yaw angle is calculated from the difference in angles between the regression lines. If only one regression line can be calculated for one side of the nose, for example, due to the yaw angle, then the yaw angle is calculated from the difference in angles between this regression line and the corresponding part of the reference contour.

В ходе операции 1702 координаты отраженного сигнала преобразуются в прямоугольную систему координат (x_j, y_j) описанным выше образом. В ходе операции 1704 вычисляются приближенные координаты оконечности носа.In operation 1702, the coordinates of the reflected signal are converted into a rectangular coordinate system (x _j , y _j ) as described above. In operation 1704, the approximate coordinates of the tip of the nose are calculated.

В ходе операции 1706 отраженные сигналы просеиваются следующим образом. Отраженные сигналы, не являющиеся представительными для общей конфигурации рисунка отраженных сигналов, удаляются до вычисления угла рисунка отраженных сигналов. Просеивание отраженных сигналов начинается от начала координат (указанной оконечности носа) и при этом удаляются оба отраженных сигнала, если отраженный сигнал при следующем угловом шаге под большим углом соответствует такому же или меньшему расстоянию.During operation 1706, the reflected signals are sieved as follows. Reflected signals that are not representative of the overall pattern configuration of the reflected signals are removed before calculating the angle of the pattern of the reflected signals. The sifting of the reflected signals starts from the origin (the indicated tip of the nose) and both reflected signals are removed if the reflected signal at the next angular step at a large angle corresponds to the same or a smaller distance.

В ходе операции 1708 для каждого отраженного сигнала расстояние R_nj до оконечности носа вычисляется следующим образом:In operation 1708, for each reflected signal, the distance R _nj to the tip of the nose is calculated as follows:

В ходе операции 1710 для каждой стороны от оконечности носа отбираются отраженные сигналы, которым соответствуют R_nj, которые больше R_мин, которая является постоянной (в пределах 1-2 м), определенной особо для каждого типа самолета. В ходе операции 1712 вычисляются следующие средние значения:During operation 1710, for each side of the tip of the nose, reflected signals are selected that correspond to R _nj , which are greater than R _min , which is constant (within 1-2 m), specific for each type of aircraft. During operation 1712, the following average values are calculated:

x_{лев.средн}=1/n_лев×∑x_jлев х_{прав.средн}=1/n_прав×∑x_jправ x _left.red = 1 / n _left × ∑x j _left x _{right average} = 1 / n _right × ∑x _{j right}

у_{лев.средн}=1/n_лев×∑у_jлев у_{прав.средн}=1/n_прав×∑у_{jправ left lev} . _average = 1 / n _lion × ∑y _j left _{right rd} = 1 / n _right × ∑y _jright

x² _{лев.средн}=1/n_лев×∑х² _jлев х² _{прав.средн}=1/n_прав×∑² _jправ x ² _{left median} = 1 / n _lev × ∑x ² _{j left} x ² _{right med.} = 1 / n _right × ∑ ² _{j right}

ху_{лев.средн}=1/n_лев×∑(x_jлевху_jлев) ×у_{прав.средн}=1/n_прав×∑(x_прав×у_прав),xy _lev.red = 1 / n _lev × ∑ (x _{j left} xy _{j left} ) × y _{right averag} = 1 / n _right × ∑ (x _right × y _right ),

где n=количеству отраженных сигналов, которое ≥ R_мин на соответствующей стороне, и нижний индекс прав. или лев. обозначает соответствующую сторону, на которую направляется конкретное количество импульсов,.where n = the number of reflected signals, which ≥ R _min on the corresponding side, and the subscript is right. or lion. denotes the corresponding side to which a specific number of pulses is directed.

В ходе операции 1712 вычисляется каждый угол V_рег линии регрессии относительно оси у:During operation 1712, each angle V _{reg of} the regression line is calculated relative to the y axis:

Нижний индекс сред. следует читать как левый средний или правый средний в соответствии с тем, вычисляется ли угол на левой или на правой стороне носа.Lower Index Med. read as left middle or right middle according to whether the angle is calculated on the left or right side of the nose.

Угол γ рыскания вычисляется следующим образом. В ходе операции 1714 определяют, превышает ли количество n отраженных сигналов на обеих сторонах носа заданное значение N, например 5. Если да, то в ходе операции 1718 γ вычисляется следующим образом:The yaw angle γ is calculated as follows. During operation 1714, it is determined whether the number n of reflected signals on both sides of the nose exceeds a predetermined value N, for example 5. If yes, then in operation 1718, γ is calculated as follows:

γ=(v_{рег.лев}+v_{рег.прав})/2,γ = (v _{reg. left} + v _{reg. right} ) / 2,

где v_{рег.лев} и v_{рег.прав} - это углы, вычисленные для левой и правой сторон носа с использованием процедуры операции 1712. С другой стороны, если n<N на одной стороне носа, для вычисления используется эталонный контур. В ходе операции 1720 опознают сторону и сегмент контура, которые соответствуют стороне, где n>N. В ходе операции 1722 вычисляют угол v_{этал.рег} для этого сегмента с использованием процедуры операции 1712. Затем в ходе операции 1718 вычисляют γ как γ=(v_{этал.рег}-v_рег).where v _reg.left and v _reg.right are angles calculated for the left and right sides of the nose using the procedure of operation 1712. On the other hand, if n <N is on one side of the nose, the reference contour is used for calculation. During operation 1720, the side and the contour segment that correspond to the side where n> N are identified. In operation 1722, the angle v _etal.reg for this segment is calculated using the procedure in operation 1712. Then, in operation 1718, γ is calculated as γ = (v _etal.reg -v _reg ).

Когда угол рыскания вычислен, в ходе операции 1506 соответственно поворачивается контур отраженных сигналов. Более конкретно, контур отраженных сигналов преобразуют из прямоугольной системы координат (х, у) в другую (u, v), которая имеет то же начало координат, но повернута на угол, равный углу γ рыскания, как показано на фиг.18. Теперь со ссылками на фиг.18 и 19 будет описано вращение контура отраженных сигналов.When the yaw angle is calculated, during step 1506, the reflected signal circuit is rotated accordingly. More specifically, the path of the reflected signals is converted from a rectangular coordinate system (x, y) to another (u, v), which has the same origin but is rotated by an angle equal to the yaw angle γ, as shown in FIG. 18. Now, with reference to FIGS. 18 and 19, the rotation of the reflected signal loop will be described.

В ходе операции 1902 вычисляют приближенные координаты оконечности носа. В ходе операции 1904 координаты отраженных сигналов преобразуются из полярных в прямоугольные координаты (х, у) с началом координат системы координат в оконечности носа. Техника выполнения этой операции была описана выше. В ходе операции 1906 координаты отраженных сигналов преобразуются из системы координат (х, у) в систему координат (u, v), показанную на фиг.18, согласно следующим формулам:In operation 1902, the approximate coordinates of the tip of the nose are calculated. During operation 1904, the coordinates of the reflected signals are converted from polar to rectangular coordinates (x, y) with the origin of the coordinate system at the tip of the nose. The technique for performing this operation has been described above. During operation 1906, the coordinates of the reflected signals are converted from the coordinate system (x, y) to the coordinate system (u, v) shown in Fig. 18, according to the following formulas:

u_i=x_icosγ+у_isinγ;u _i = x _i cosγ + y _i sinγ;

v_i=-x_isinγ+y_icosγ.v _i = -x _i sinγ + y _i cosγ.

Координаты отраженного сигнала, будучи таким образом повернутыми, используются для опознавания самолета описанным выше способом.The coordinates of the reflected signal, being thus rotated, are used to identify the aircraft in the manner described above.

Теперь со ссылками на фиг.20-22 будет описано, как устанавливают параметры, определяющие центральные линии (CL), как изогнутые, так и прямые. Одна система парковки может оперировать несколькими центральными линиями с применением техники, которая будет описана.Now with reference to Fig.20-22 will be described how to set the parameters that define the center lines (CL), both curved and straight. One parking system can operate with several central lines using the technique that will be described.

Центральная линия задана как кусочно-линейная кривая, где α, l - это координаты (α - в боковом направлении, l - в продольном направлении) для точек разрыва непрерывности, и они используются как определяющие параметры. Количество используемых координат избирают с учетом требуемой точности позиционирования. Таким образом, центральная линия определяется координатами двух точек (например, на расстоянии захвата и в точке остановки). Количество координат, требуемое для изогнутой центральной линии, зависит от ее радиуса.The central line is defined as a piecewise linear curve, where α, l are the coordinates (α in the lateral direction, l in the longitudinal direction) for the points of discontinuity, and they are used as determining parameters. The number of coordinates used is selected taking into account the required positioning accuracy. Thus, the center line is determined by the coordinates of two points (for example, at the capture distance and at the stopping point). The number of coordinates required for a curved center line depends on its radius.

Микропроцессор 26 используется в режиме установки центральной линии в ходе операции 2002, когда центральные линии отображаются в микропроцессоре. Задаваемую центральную линию выбирают из меню. Одну или более калибровочных вех с известной высотой и вершиной, которая легко распознается на калибровочной картинке, помещают в разных местоположениях на центральной линии. Для каждой вехи вписывают высоту вехи и вершину вехи отмечают при ее появлении на калибровочной картинке. Координаты α и l вехи автоматически вводятся в таблицу для данной центральной линии. Процедура повторяется для каждой вехи. Координаты для разных вех распределяются по порядку в таблице по их значениям l. Количество необходимых вех зависит от типа центральной линии, при этом прямая центральная линия требует только двух и изогнутая центральная линия требует большего количества вех.The microprocessor 26 is used in the installation mode of the center line during operation 2002, when the center lines are displayed in the microprocessor. The set center line is selected from the menu. One or more calibration milestones with a known height and a vertex that is easily recognized in the calibration image are placed at different locations on the center line. For each milestone, the height of the milestone is entered and the top of the milestone is marked when it appears on the calibration picture. The coordinates α and l of the milestone are automatically entered into the table for this center line. The procedure is repeated for each milestone. The coordinates for different milestones are distributed in order in the table according to their l values. The number of milestones needed depends on the type of center line, with a straight center line requiring only two and a curved center line requiring more milestones.

Теперь будет описано вычисление смещения носа от переднего шасси. Центральная линия в нормальном виде дана как идеальная линия движения переднего шасси, но наведение самолета обычно основано на положении носа. Это означает в случае с изогнутой центральной линией, что либо координаты центральной линии должны быть преобразованы в координаты носа, либо положение носа должно быть преобразовано в положение переднего шасси. Выбрано последнее, что означает, что угол рыскания (v_{поворота}) самолета определяется в ходе операции 2004, как описано выше.Now will be described the calculation of the displacement of the nose from the front chassis. The normal center line is given as the ideal front landing gear line, but aircraft guidance is usually based on the nose position. This means in the case of a curved center line, either the coordinates of the center line must be converted to the coordinates of the nose, or the position of the nose must be converted to the position of the front chassis. The latter is selected, which means that the yaw angle (v of _rotation ) of the aircraft is determined during operation 2004, as described above.

Положение (α_w, l_w) переднего шасси вычисляется в ходе операции 2006 следующим образом:The position (α _w , l _w ) of the front chassis is calculated during operation 2006 as follows:

α_w≫α_n+l_nw×sinv_rot/(l_n×cosv_rot) (в радах)α _w ≫α _n + l _nw × sinv _rot / (l _n × cosv _rot ) (in rad)

l_w≫l_n+l_nw×cosv_rot,l _w ≫l _n + l _nw × cosv _rot ,

гдеWhere

α_n, l_n: измеренное положение носа;α _n , l _n : measured position of the nose;

l_nw: расстояние до переднего шасси;l _nw : distance to the front chassis

v_rot: оценочный угол рыскания самолета.v _rot : estimated yaw angle of the aircraft.

Смещение переднего шасси от центральной линии вычисляется в ходе операции 2008 следующим образом:The offset of the front chassis from the center line is calculated during operation 2008 as follows:

Смещение=α_i-α_w+(l_w-l_i)(α_i+i-α_i)/(l_i+i-l_i),Displacement = α _i -α _w + (l _w -l _i ) (α _{i + i} -α _i ) / (l _{i + i} -l _i ),

гдеWhere

a_i, l_i - это пара координат центральной линии, в которой значение l_i является ближайшим меньшим, чем значение l_w; иa _i , l _i is a pair of coordinates of the center line in which the value of l _i is the closest smaller than the value of l _w ; and

α_i+1, l_i+1 - это пара координат центральной линии, в которой значение l_i является ближайшим большим, чем значение lw.α _{i + 1} , l _{i + 1} is a pair of coordinates of the center line in which the value of l _i is the closest larger than the value of lw.

Теперь со ссылками на фиг.21 будут показаны вычисления в ходе операции 2006, где:Now, with reference to FIG. 21, calculations will be shown during operation 2006, where:

l_nw: расстояние до переднего шассиl _nw : distance to the front chassis

v: оценочный угол рыскания самолетаv: estimated yaw angle

х: оценочное положение переднего шасси в боковом направленииx: estimated lateral position of the front chassis

α_w≫α_n+x/(l_n+l_nw×cosv) (в радах)α _w ≫α _n + x / (l _n + l _nw × cosv) (in rad)

l_w≫l_n+l_nw×cosvl _w ≫l _n + l _nw × cosv

x=l_nw×sinvx = l _nw × sinv

Теперь со ссылками на фиг.22 будут показаны вычисления в ходе операции 2008, где х₀/у₀ представляет положение переднего шасси и х_i/у_i представляет точки разрыва непрерывности кусочно-линейной модели изогнутой центральной линии. "Реальным" смещением от центральной линии является расстояние, измеренное под прямым углом к центральной линии. Приближенным значением этого расстояния является расстояние, измеренное под прямым углом к лазерному лучу, исходящему от системы парковки. Это расстояние соответствует значению (x_m-х₀) на фиг.22. Поскольку абсолютное значение смещения не играет важной роли, используют приближенное значение. Из показанного на фиг.22 следует, что:Now, with reference to FIG. 22, calculations during operation 2008 will be shown, where x ₀ / y ₀ represents the position of the front chassis and x _i / y _i represents the break points of the continuity of the piecewise linear model of the curved center line. The “real” offset from the center line is the distance measured at right angles to the center line. An approximate value for this distance is the distance measured at right angles to the laser beam emanating from the parking system. This distance corresponds to the value (x _m -x ₀ ) in FIG. Since the absolute value of the bias does not play an important role, an approximate value is used. From shown in Fig.22, it follows that:

Смещение=(х_m-х₀)=x_i-x₀+(у₀-у_i)(x_i+1-x_i)/(у_i+1-у_i).Displacement = (x _m -x ₀ ) = x _i -x ₀ + (y ₀ -i _i ) (x _{i + 1} -x _i ) / (y _{i + 1- i} ).

Хотя выше был подробно описан предпочтительный вариант осуществления настоящего изобретения, специалист в данной области техники легко поймет, что в рамках настоящего изобретения могут быть выполнены другие варианты. Например, хотя фаза 408 опознавания признака самолета описана с использованием отношения Vi/(Vi+Vo), вместо этого может использоваться разность Vi-Vo. Кроме того, приведенные выше конкретные числовые диапазоны следует рассматривать как иллюстративные, а не вносящие ограничение. Специалист в данной области техники сможет вывести другие числовые диапазоны при необходимости адаптации изобретения к другим моделям воздушных судов или к конкретным потребностям разных аэропортов. Кроме того, хотя использование линий регрессии является применимым техническим решением для определения угла рыскания, для этой цели может использоваться любое другое техническое решение. Таким образом, настоящее изобретение следует рассматривать в объеме прилагаемой формулы изобретения.Although a preferred embodiment of the present invention has been described in detail above, one skilled in the art will readily understand that other variations may be made within the scope of the present invention. For example, although the aircraft feature recognition phase 408 is described using the Vi / (Vi + Vo) relationship, the Vi-Vo difference can be used instead. In addition, the above specific numerical ranges should be considered as illustrative and not limiting. A person skilled in the art will be able to derive other numerical ranges if it is necessary to adapt the invention to other aircraft models or to the specific needs of different airports. In addition, although the use of regression lines is an applicable technical solution for determining the yaw angle, any other technical solution can be used for this purpose. Thus, the present invention should be considered within the scope of the attached claims.

Claims (32)

1. Система для определения, является ли обнаруженный объект известным объектом, причем известный объект имеет известный контур, а также имеет известный признак в известном местоположении, система содержит проецирующее средство для проецирования световых импульсов на обнаруженный объект; приемное средство для приема световых импульсов, отраженных от обнаруженного объекта, и для определения конфигурации обнаруженного объекта в соответствии со световыми импульсами; сравнивающее средство для сравнения обнаруженной конфигурации с контуром, соответствующим известной конфигурации, для определения, соответствует ли обнаруженная конфигурация известной конфигурации и опознающее средство для определения, является ли обнаруженный объект известным объектом, посредством определения, имеет ли обнаруженный объект известный признак в известном местоположении.1. A system for determining whether a detected object is a known object, the known object having a known contour and also having a known feature at a known location, the system comprises projection means for projecting light pulses onto the detected object; receiving means for receiving light pulses reflected from the detected object, and for determining the configuration of the detected object in accordance with the light pulses; comparator means for comparing the detected configuration with a circuit corresponding to the known configuration, for determining whether the detected configuration matches the known configuration and identifying means for determining whether the detected object is a known object by determining whether the detected object has a known feature in a known location. 2. Система по п.1, в которой для известного объекта определен внутренний объем таким образом, чтобы он содержал известный признак, и внешний объем определен таким образом, чтобы он не содержал известный признак; опознающее средство определяет, имеет ли обнаруженный объект известный признак в известном местоположении в соответствии с количеством световых импульсов, отраженных из внутреннего объема, и количеством световых импульсов, отраженных из внешнего объема.2. The system according to claim 1, in which an internal volume is defined for a known object so that it contains a known feature, and an external volume is determined so that it does not contain a known feature; the identifying means determines whether the detected object has a known feature at a known location in accordance with the number of light pulses reflected from the internal volume and the number of light pulses reflected from the external volume. 3. Система по п.2, в которой внешний объем окружает внутренний объем.3. The system of claim 2, wherein the external volume surrounds the internal volume. 4. Система по п.2, в которой опознающее средство определяет, имеет ли обнаруженный объект известный признак в известном местоположении в соответствии с тем, является ли4. The system of claim 2, wherein the identifying means determines whether the detected object has a known feature in a known location in accordance with whether V_i/(V_i+V_o)>T,V _i / (V _i + V _o )> T, где V_i - количество световых импульсов, отраженных из внутреннего объема;where V _i is the number of light pulses reflected from the internal volume; V_o - количество световых импульсов, отраженных из внешнего объема;V _o - the number of light pulses reflected from the external volume; Т - заданное пороговое значение.T is a predetermined threshold value. 5. Система по п.4, в которой Т=0,7.5. The system according to claim 4, in which T = 0.7. 6. Система по п.2, в которой опознающее средство управляет проецирующим средством для проецирования световых импульсов во внутренний объем и во внешний объем.6. The system according to claim 2, in which the identification means controls the projection means for projecting light pulses into the internal volume and into the external volume. 7. Система по п.1, в которой известный объект содержит нос с известной высотой носа; опознающее средство кроме того определяет, является ли обнаруженный объект известным объектом, посредством определения высоты носа обнаруженного объекта и сравнения определенной высоты носа с известной высотой носа.7. The system of claim 1, wherein the known object comprises a nose with a known nose height; the identifying means further determines whether the detected object is a known object by determining the nose height of the detected object and comparing the determined nose height with the known nose height. 8. Система по п.7, в которой опознающее средство сравнивает определенную высоту носа с известной высотой носа посредством определения разности между определенной высотой носа и известной высотой носа.8. The system of claim 7, wherein the identifying means compares a specific nose height with a known nose height by determining a difference between a specific nose height and a known nose height. 9. Система по п.8, в которой опознающее средство опознает обнаруженный объект как известный объект, только если разность меньше или равна пороговой разности.9. The system of claim 8, in which the identification means recognizes the detected object as a known object only if the difference is less than or equal to the threshold difference. 10. Система по п.9, в которой пороговая разность составляет 0,5 м.10. The system of claim 9, wherein the threshold difference is 0.5 m. 11. Система по п.1, в которой сравнивающее средство определяет угол рыскания обнаруженного объекта.11. The system according to claim 1, in which the comparative means determines the yaw angle of the detected object. 12. Система по п.11, в которой сравнивающее средство поворачивает контур, соответствующий известной конфигурации, на угол, равный углу рыскания.12. The system according to claim 11, in which the comparative means rotates the circuit corresponding to the known configuration, by an angle equal to the yaw angle. 13. Способ определения, является ли обнаруженный объект известным объектом, причем известный объект имеет известный контур, а также имеет известный признак в известном местоположении, способ содержит следующие этапы: (а) проецирование световых импульсов на обнаруженный объект; (b) прием световых импульсов, отраженных от обнаруженного объекта, для определения конфигурации обнаруженного объекта в соответствии со световыми импульсами; (с) сравнение определенной конфигурации с контуром, соответствующим известной конфигурации, для определения, соответствует ли определенная конфигурация известной конфигурации; (d) определение, является ли обнаруженный объект известным объектом, посредством определения, имеет ли обнаруженный объект известный признак в известном местоположении.13. A method for determining whether a detected object is a known object, the known object having a known contour and also having a known feature at a known location, the method comprises the following steps: (a) projecting light pulses onto the detected object; (b) receiving light pulses reflected from the detected object, to determine the configuration of the detected object in accordance with the light pulses; (c) comparing a specific configuration with a circuit corresponding to a known configuration, to determine whether a particular configuration matches a known configuration; (d) determining whether the detected object is a known object by determining whether the detected object has a known feature in a known location. 14. Способ по п.13, по которому для известного объекта внутренний объем определен так, чтобы он содержал известный признак, и внешний объем определен так, чтобы он не содержал известного признака, при этом этап опознавания включает определение, имеет ли обнаруженный объект известный признак в известном местоположении в соответствии с количеством световых импульсов, отраженных из внутреннего объема, и количеством световых импульсов, отраженных из внешнего объема.14. The method according to item 13, in which for a known object the internal volume is determined so that it contains a known feature, and the external volume is determined so that it does not contain a known feature, the recognition step includes determining whether the detected object has a known feature in a known location in accordance with the number of light pulses reflected from the internal volume and the number of light pulses reflected from the external volume. 15. Способ по п.14, по которому внешний объем определен так, чтобы он окружал внутренний объем.15. The method according to 14, in which the external volume is determined so that it surrounds the internal volume. 16. Способ по п.14, по которому этап опознавания включает определение, имеет ли обнаруженный объект известный признак в известном местоположении в соответствии с тем, является ли16. The method according to 14, in which the recognition step includes determining whether the detected object has a known feature in a known location in accordance with whether V_i/(V_i+V_o)>T,V _i / (V _i + V _o )> T, где V_i - количество световых импульсов, отраженных из внутреннего объема;where V _i is the number of light pulses reflected from the internal volume; V_o - количество световых импульсов, отраженных из внешнего объема;V _o - the number of light pulses reflected from the external volume; Т - заданное пороговое значение.T is a predetermined threshold value. 17. Способ по п.16, по которому Т=0,7.17. The method according to clause 16, in which T = 0.7. 18. Способ по п.14, по которому этап опознавания включает управление операцией проецирования световых импульсов во внутренний объем и внешний объем.18. The method according to 14, in which the recognition step includes controlling the operation of projecting light pulses into the internal volume and external volume. 19. Способ по п.13, по которому известный объект содержит нос, имеющий известную высоту; этап опознавания включает дополнительное определение, является ли обнаруженный объект известным объектом, посредством определения высоты носа обнаруженного объекта и сравнения определенной высоты носа с известной высотой носа.19. The method according to item 13, in which the known object contains a nose having a known height; the recognition step includes further determining whether the detected object is a known object by determining the nose height of the detected object and comparing the determined nose height with the known nose height. 20. Способ по п.19, по которому этап опознавания содержит сравнение определенной высоты носа с известной высотой носа посредством получения разности между определенной высотой носа и известной высотой носа.20. The method according to claim 19, wherein the recognition step comprises comparing a specific nose height with a known nose height by obtaining a difference between a specific nose height and a known nose height. 21. Способ по п.20, по которому этап опознавания приводит к опознаванию обнаруженного объекта, как известного объекта, только если разность меньше или равна пороговой разности.21. The method according to claim 20, in which the recognition step leads to the recognition of the detected object as a known object, only if the difference is less than or equal to the threshold difference. 22. Способ по п.21, по которому пороговая разность составляет 0,5 м.22. The method according to item 21, in which the threshold difference is 0.5 m 23. Способ по п.13, по которому этап сравнения содержит определение угла рыскания обнаруженного объекта.23. The method according to item 13, in which the comparison step includes determining the yaw angle of the detected object. 24. Способ по п.23, по которому этап сравнения также включает поворот контура, соответствующего известной конфигурации, на угол, равный углу рыскания.24. The method according to item 23, in which the comparison step also includes rotating the circuit corresponding to the known configuration, by an angle equal to the yaw angle. 25. Система для определения угла рыскания обнаруженного объекта, содержащего нос, имеющий оконечность, система содержит проецирующее средство для проецирования световых импульсов на обнаруженный объект; принимающее средство для приема световых импульсов, отраженных от обнаруженного объекта, и для определения конфигурации обнаруженного объекта в соответствии со световыми импульсами; средство для определения угла рыскания по конфигурации, определенной принимающим средством, основываясь на линиях регрессии, вычисленных для отраженных сигналов в ограниченном районе позади оконечности носа.25. The system for determining the yaw angle of a detected object containing a nose having a tip, the system comprises projection means for projecting light pulses onto the detected object; receiving means for receiving light pulses reflected from the detected object, and for determining the configuration of the detected object in accordance with the light pulses; means for determining the yaw angle according to the configuration determined by the receiving means based on the regression lines calculated for the reflected signals in a limited area behind the tip of the nose. 26. Система по п.25, в которой средство для определения угла определяет угол рыскания по части конфигурации, которая примыкает к оконечности носа.26. The system according A.25, in which the means for determining the angle determines the yaw angle on the part of the configuration, which is adjacent to the tip of the nose. 27. Система по п.26, в которой нос имеет левую сторону и правую сторону относительно оконечности носа и в которой средство для определения угла определяет линию регрессии по меньшей мере на одной левой стороне или правой стороне и определяет угол рыскания в соответствии с этой линией регрессии.27. The system according to p. 26, in which the nose has a left side and a right side relative to the tip of the nose and in which the means for determining the angle determines the regression line on at least one left side or the right side and determines the yaw angle in accordance with this regression line . 28. Способ определения угла рыскания обнаруженного объекта, содержащего нос, имеющий оконечность, по которому осуществляют проецирование световых импульсов на обнаруженный объект; прием световых импульсов, отраженных от обнаруженного объекта, и определение конфигурации обнаруженного объекта в соответствии со световыми импульсами; определение угла рыскания по конфигурации, определенной принимающим средством, основываясь на линиях регрессии, вычисленных для отраженных сигналов в ограниченном районе позади оконечности носа.28. A method for determining the yaw angle of a detected object containing a nose having a tip along which projected light pulses onto the detected object; receiving light pulses reflected from the detected object, and determining the configuration of the detected object in accordance with the light pulses; determining the yaw angle according to the configuration determined by the receiving means based on the regression lines calculated for the reflected signals in a limited area behind the tip of the nose. 29. Способ по п.28, по которому операция определения угла содержит определение угла рыскания по части конфигурации, которая примыкает к оконечности носа.29. The method according to p. 28, in which the operation of determining the angle comprises determining the yaw angle in the part of the configuration, which is adjacent to the tip of the nose. 30. Способ по п.29, по которому нос имеет левую сторону и правую сторону относительно оконечности носа и по которому этап определения угла включает определение линии регрессии по меньшей мере либо на левой стороне, либо на правой стороне и определение угла рыскания в соответствии с этой линией регрессии.30. The method according to clause 29, in which the nose has a left side and a right side relative to the tip of the nose and according to which the step of determining the angle includes determining a regression line at least either on the left side or on the right side and determining the yaw angle in accordance with this regression line. 31. Система для определения, следует ли транспортное средство по центральной линии, причем транспортное средство имеет нос и шасси, система содержит запоминающее устройство для хранения (I) координат, представляющих траекторию центральной линии, и (II) расстояния между носом и шасси; устройство обнаружения для определения (I) положения носа и (II) угла рыскания транспортного средства; вычисляющее устройство для вычисления (I) положения шасси по положению носа, углу рыскания, определенного устройством обнаружения, и расстоянию, хранящемуся в запоминающем устройстве, и (II) смещения шасси от центральной линии по координатам, хранящимся в запоминающем устройстве, и положению шасси.31. A system for determining whether a vehicle follows a center line, wherein the vehicle has a nose and a chassis, the system comprises a storage device for storing (I) coordinates representing the trajectory of the center line, and (II) the distance between the nose and the chassis; a detection device for determining (I) the position of the nose and (II) the yaw angle of the vehicle; a computing device for calculating (I) the position of the chassis from the position of the nose, the yaw angle determined by the detection device, and the distance stored in the storage device, and (II) the displacement of the chassis from the center line according to the coordinates stored in the storage device and the position of the chassis. 32. Способ определения, следует ли транспортное средство по центральной линии, причем транспортное средство имеет нос и шасси, способ включает следующие этапы: хранение координат, представляющих траекторию центральной линии; хранение расстояния между носом и шасси; определение положения носа; определение угла рыскания транспортного средства; вычисление положения шасси по положению носа, углу рыскания, определенному устройством обнаружения, и расстоянию, хранящемуся в запоминающем устройстве; вычисление смещения шасси от центральной линии по координатам, хранящимся в запоминающем устройстве, и положению шасси.32. A method for determining whether a vehicle follows a center line, the vehicle having a nose and a chassis, the method includes the following steps: storing coordinates representing a trajectory of the center line; storage of the distance between the nose and the chassis; determination of the position of the nose; determination of the yaw angle of the vehicle; calculating the position of the chassis by the position of the nose, the yaw angle determined by the detection device, and the distance stored in the storage device; calculating the offset of the chassis from the center line according to the coordinates stored in the storage device and the position of the chassis.

Images